RU2473860C2 - Method of generating control instructions at missile spinning in roll angle and system to this end, method of selecting set pulses at missile revolving in roll angle and device to this effect, and method of defining missile roll angle - Google Patents
Method of generating control instructions at missile spinning in roll angle and system to this end, method of selecting set pulses at missile revolving in roll angle and device to this effect, and method of defining missile roll angle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2473860C2 RU2473860C2 RU2011107020/28A RU2011107020A RU2473860C2 RU 2473860 C2 RU2473860 C2 RU 2473860C2 RU 2011107020/28 A RU2011107020/28 A RU 2011107020/28A RU 2011107020 A RU2011107020 A RU 2011107020A RU 2473860 C2 RU2473860 C2 RU 2473860C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pulses
- input
- pulse
- roll angle
- rocket
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к способу и системам управления летательными аппаратами, вращающимися по углу крена, и может быть использовано в системах управления ракетами, формирующими на борту команды управления. The invention relates to a method and control systems for aircraft rotating in a roll angle, and can be used in missile control systems forming control commands on board.
Известен способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой, основанная на нем [Патент России №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00], выбранные в качестве прототипов. Известный способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, включает декодирование принимаемых сигналов, с последующей выработкой из них команд управления ракетой по курсу и тангажу, при котором измеряют и интегрируют по времени (ti) скорость вращения ракеты по углу крена (ωi), при достижении величины размаха интегрированного сигнала, равной заданной величине, формируют устанавливающие импульсы, при этом каждым устанавливающим импульсом устанавливают интегратор в исходное состояние, а затем вновь интегрируют текущую величину ωi, из устанавливающих импульсов вырабатывают коммутирующие сигналы, которыми преобразуют декодированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена.A known method of forming control commands on a rocket rotating in roll angle, and a missile control system based on it [Russian Patent No. 2351875 of 05/02/07, MKI 7 F41G 7/00], selected as prototypes. A known method of generating control commands on a rocket rotating in a roll angle includes decoding the received signals, followed by the generation of rocket control commands from them in the course and pitch, in which the rotation speed of the rocket in roll angle (ω) is measured and integrated over time (t i ) (ω i ) when reaching the magnitude of the amplitude of the integrated signal equal to the specified value, establishing impulses are formed, with each establishing impulse the integrator is set to the initial state, and then integrate again the current value of ω i , from the setting pulses is generated by switching signals, which decoded signals are converted into rocket control commands according to the course and pitch in the form of a multi-stage approximation of a sinusoid and cosine wave with amplitudes corresponding to the values of the decoded signals and a repetition period equal to the period of rocket rotation in roll angle.
Известная система управления ракетой, использующая этот способ, содержит рулевой привод, последовательно включенные приемник и аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, она снабжена датчиком угловой скорости, устройством установки в исходное состояние, задатчиком углового интервала, сбрасываемым интегратором и синус - косинусным преобразователем, при этом выход датчика угловой скорости соединен с интегрирующим входом сбрасываемого интегратора, задающий вход которого подключен к задатчику углового интервала, устройство установки в исходное состояние соединено со входами установки в исходное состояние сбрасываемого интегратора и синус - косинусного преобразователя, счетный вход которого соединен с выходом сбрасываемого интегратора, выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус - косинусного преобразователя, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами рулевого привода.A well-known rocket control system using this method contains a steering gear, receiver and channel separation and decoding equipment sequentially connected with heading and pitch, it is equipped with an angular velocity sensor, an initialization device, an angular interval adjuster, a reset integrator and a sine-cosine converter wherein the output of the angular velocity sensor is connected to the integrating input of the resettable integrator, the driving input of which is connected to the angular interval adjuster, the initialization device is connected to the initialization inputs of the resettable integrator and the sine-cosine converter, the counting input of which is connected to the output of the resettable integrator, the outputs of the channel separation and decoding equipment along the course and pitch are connected respectively to the course and pitch inputs of the sine-cosine converter , the first and second outputs of which are connected respectively with the first and second inputs of the steering gear.
Как известно "в любой системе радиоуправления положение ракеты в пространстве измеряется радиотехническими устройствами, показания которых определяют величину команды, действующей на рули. Рули изменяют направление движения, а, следовательно, и пространственное положение ракеты. Таким образом, контур замыкается ["Основы радиоуправления" под редакцией Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., Москва, "Сов. радио", 1973 г., стр.57, 58]. Следовательно, любая система радиоуправления положением ракеты в пространстве является системой автоматического регулирования, которая содержит по курсу и тангажу корректирующие фильтры (звенья), определяющие динамические характеристики системы управления ракетой. Причем данные корректирующие фильтры располагают после аппаратуры разделения каналов и декодирования, т.е. в автопилоте: "в едином блоке, называемым усилитель - преобразователь" [см. там же, стр.50]. Данный блок в известном техническом устройстве назван синус - косинусным преобразователем, который приведен так же в упрощенном виде, как и усилитель - преобразователь. Следовательно, в синус - косинусный преобразователь аналогично входят корректирующие фильтры, которые далее приведены в описании, на чертеже и в формуле изобретения.As you know, "in any radio control system, the position of the rocket in space is measured by radio devices, the readings of which determine the magnitude of the command acting on the rudders. The rudders change the direction of movement, and, consequently, the spatial position of the rocket. Thus, the circuit closes [" Basics of radio control "under Editors Weizel V.A. and Tipugin V.N., Moscow, "Sov. radio ", 1973, p. 57, 58]. Therefore, any radio control system for the position of the rocket in space is an automatic control system that contains corrective filters (links) that determine the dynamic characteristics of the missile control system at the heading and pitch. Moreover, the corrective data the filters are placed after the equipment for channel separation and decoding, that is, in the autopilot: “in a single unit called an amplifier - converter” [see ibid., p. 50]. This unit is called si in a known technical device nos - cosine converter, which is presented in the same simplified form as the amplifier - converter.Therefore, correction filters are similarly included in the sine - cosine converter, which are further described in the description, drawing and claims.
Недостатком известных способа формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и системы управления ракетой, реализующей способ, является недостаточно высокая точность, обусловленная накоплением величины ошибки в течение времени полета ракеты из-за интегрирования по времени скорости вращения ракеты по углу крена, в процессе которого формируют устанавливающие импульсы, которыми устанавливают интегратор в исходное состояние и используют для определения угла крена ракеты. Это снижает точность формирования команд управления на ракете.A disadvantage of the known method of generating control commands on a rocket rotating in a roll angle, and a missile control system that implements the method is not high enough accuracy due to the accumulation of error during the flight time of the rocket due to integration over time of the rotation speed of the rocket in roll angle, in the process of which form the set pulses, which set the integrator to its original state and use to determine the angle of heel of the rocket. This reduces the accuracy of the formation of control commands on the rocket.
Как следует из описания известного технического решения, импульсы названы устанавливающими согласно выполняемой функции, т.к. каждый из них устанавливает интегратор в исходное состояние. Однако текущее (считаемое) количество этих же импульсов, осуществляемое закольцованным счетчиком импульсов 12 по входу V синус-косинусного преобразователя 8, позволяет считать их по данной выполняемой функции также и счетными. В связи с изложенным, далее в описании используют "счетные импульсы" вместо "устанавливающие импульсы", что обусловлено тем, что в заявленном техническом решении использовано только это (одно) функциональное назначение.As follows from the description of the known technical solution, the pulses are called set according to the function performed, because each of them sets the integrator to its original state. However, the current (counted) number of these same pulses, carried out by a looped
Известны способ преобразования импульсов на ракете, вращающейся по углу крена, и синус - косинусный преобразователь системы управления ракетой для его реализации [Патент России №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00]. В данном техническом решении применены способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, и устройство его реализующее, выбранные в качестве прототипов.A known method of converting pulses on a rocket rotating in roll angle, and the sine - cosine converter of the rocket control system for its implementation [Russian Patent No. 2351875 from 05/02/07, MKI 7 F41G 7/00]. In this technical solution, a method for isolating installation pulses on a rocket rotating along a roll angle and a device realizing it, selected as prototypes, are used.
В известном способе выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, формируют разовый импульс установки в момент выхода бортового источника питания на рабочий режим, подаваемый до момента схода ракеты с пусковой установки на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов, осуществляющим счет количества импульсов, при этом размещают ракету на пусковой установке с величиной угла крена, равной 0°, а после старта ракеты установку в исходное состояние осуществляют за счет циклического функционирования двоичного счетчика импульсов, цикл счета которого равен 16-и, где 16-й импульс является импульсом установки по счетному входу счетчика.In the known method for extracting installation pulses from a rocket rotating along a roll angle, a single installation pulse is generated at the moment the on-board power source exits to the operating mode, which is supplied until the rocket leaves the launcher and at the input of zeroing the looped pulse counter, which counts the number of pulses, while place the rocket on the launcher with a roll angle of 0 °, and after the launch of the rocket, the initial state is set due to the cyclic functioning of the binary account pulse counter, the counting cycle of which is 16, where the 16th pulse is the installation pulse at the counting input of the counter.
Известное устройство выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, реализующее способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, содержит устанавливающее устройство, выполненное в виде формирователя разового (начального) импульса установки, выход которого соединен с входом обнуления закольцованного счетчика импульсов, обнуляющего себя по счетному входу.A known device for extracting installation pulses from a rocket rotating in a roll angle, which implements a method for extracting installation pulses from a rocket rotating in a roll angle, contains a setting device made in the form of a shaper of a single (initial) installation pulse, the output of which is connected to the zeroing input of a looped pulse counter nullifying itself at the counting input.
Недостатком известных способа выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, и устройства выделения импульсов установки для его осуществления является формирование импульсов установки на траектории полета закольцованным двоичным счетчиком импульсов по счетному входу. Поэтому в счетчике импульсов сбои, вызванные лишними или недостающими кодовыми единицами (импульсами), являются несамоустраняемыми, т.к. отсутствует принудительная установка счетчика импульсов в исходное состояние по его входу обнуления. Это приводит к накоплению величины ошибки при преобразовании счетных импульсов в команды управления ракетой, что снижает точность формирования команд управления на ракете.A disadvantage of the known method for extracting installation pulses from a rocket rotating along a roll angle, and the device for extracting installation pulses for its implementation, is to generate installation pulses on the flight path by a looped binary pulse counter at the counting input. Therefore, in the pulse counter, failures caused by redundant or missing code units (pulses) are not self-adjusting, because there is no forced installation of the pulse counter to its initial state at its zeroing input. This leads to the accumulation of error when converting counting pulses into missile control commands, which reduces the accuracy of the formation of control commands on the rocket.
Известный способ формирования линеаризированного сигнала является по выполняемой функции способом измерения угла крена [Патент России №2282129 от 14.12.04 г., МКИ7 F41G 7/00], который выбран в качестве прототипа. В способе измерения угла крена на ракете измеряют величину угла крена, которую преобразуют в линеаризированный сигнал, величина которого прямо пропорциональная текущей величине угла крена в каждой четверти кренового периода, равного 360°, при этом датчик угла крена, установленный на ракете, формирует в каждый креновый период две последовательности импульсов с нулевым и единичным логическими уровнями, длительности которых равны угловому интервалу 180° и сдвинуты относительно друг друга на 90°.A known method of generating a linearized signal is, according to the function performed, a method of measuring the angle of heel [Russian Patent No. 2282129 of 12/14/04, MKI 7 F41G 7/00], which is selected as a prototype. In the method of measuring the roll angle on a rocket, the roll angle is measured, which is converted into a linearized signal, the value of which is directly proportional to the current roll angle in each quarter of the roll period, equal to 360 °, while the roll angle sensor mounted on the rocket forms in each roll period two sequences of pulses with zero and single logical levels, the durations of which are equal to the angular interval of 180 ° and are shifted relative to each other by 90 °.
Поскольку в известном способе измерения угла крена линеаризированный сигнал формируют с учетом длительности предыдущей четверти крена, то образуется ошибка при изменении угловой скорости вращения ракеты по крену, что снижает точность формирования команд управления на ракете.Since in the known method of measuring the angle of heel a linearized signal is formed taking into account the duration of the previous quarter of the heel, an error is generated when the angular velocity of rotation of the rocket roll, which reduces the accuracy of the formation of control commands on the rocket.
Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности формирования команд управления на ракете за счет исключения величин ошибок.The objective of the proposed group of inventions is to increase the accuracy of the formation of control commands on the rocket by eliminating error values.
Поставленная задача решается за счет того, что в способе формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, включающий декодирование и коррекцию принимаемых сигналов по курсу и тангажу и формирование счетных импульсов, из которых вырабатывают коммутирующие сигналы, преобразующие корректированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена, новым является то, что формирование счетных импульсов осуществляют путем логического сложения сдвинутых относительно друг друга на 90° двух идентичных последовательностей импульсов, вырабатываемых после старта на выходах датчика угла крена, при этом в результате логического умножения указанных последовательностей формируют два импульса, первый из которых соответствует углу крена ракеты, равному 0°, а второй - 90°, выделяют первый или второй импульсы, которые используют в качестве импульсов установки в исходное состояние системы управления ракетой.The problem is solved due to the fact that in the method of generating control commands on a rocket rotating in roll angle, which includes decoding and correcting received signals at the heading and pitch and generating counting pulses, from which they generate switching signals that convert the corrected signals to missile control commands by the course and pitch in the form of a multi-stage approximation of a sinusoid and cosine wave with amplitudes corresponding to the values of the decoded signals and the repetition period equal to the period rocket rotation along the roll angle, new is that the formation of counting pulses is carried out by logical addition of two identical sequences of pulses shifted relative to each other by 90 ° generated after launch at the outputs of the roll angle sensor, while two pulses form as a result of logical multiplication of these sequences , the first of which corresponds to a rocket roll angle of 0 °, and the second - 90 °, emit the first or second pulses, which are used as installation pulses in the initial bottom state of the missile control system.
Система управления ракетой, вращающейся по углу крена, содержит последовательно соединенные приемник и аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, а также последовательно соединенные синус - косинусный преобразователь и рулевой привод, при этом выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу соединены с входами корректирующих фильтров соответственно по курсу и тангажу, выходы которых соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус - косинусного преобразователя, новым является то, что она снабжена датчиком угла крена, логической схемой ИЛИ и устройством выделения импульсов установки, при этом первый и второй выходы датчика угла крена соединены соответственно с первым и вторым входами логической схемы ИЛИ, выход которой соединен со счетным входом синус - косинусного преобразователя и первым входом устройства выделения импульсов установки, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, а выход соединен с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя.The control system for a rocket rotating along a roll angle comprises a receiver and channel separation and decoding equipment in line with the pitch and pitch, as well as a sine-cosine converter and a steering gear in series, while the outputs of the channel separation and decoding in line and pitch are connected to the inputs of the correcting filters, respectively, in the course and pitch, the outputs of which are connected respectively with the course and pitch inputs of the sine - cosine converter, is new the fact that it is equipped with a roll angle sensor, an OR logic circuit and a device for extracting impulses from the installation, while the first and second outputs of the roll angle sensor are connected respectively to the first and second inputs of the OR circuit, the output of which is connected to the counting input of a sine-cosine converter, and the first input of the device pulse extraction device, the second and third inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the roll angle sensor, and the output is connected to the installation input in the initial state of the sine-braid transducer.
Способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, включающий размещение ракеты на пусковой установке с величиной угла крена, равной 0°, и формирование начального импульса установки в момент выхода бортового источника питания на рабочий режим, подаваемого на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов, который осуществляет счет количества счетных импульсов, новым является то, что вырабатывают дополнительные импульсы, формируемые из задних фронтов выделенных первого и второго импульсов, соответствующих величинам углов крена ракеты 0° и 90°, вырабатывают на выходе сдвигового регистра стробирующий сигнал, содержащий запрещающие и разрешающие логические уровни, устанавливают запрещающие логические уровни на всех выходных разрядах сдвигового регистра в моменты формирований начального импульса установки и вырабатывания дополнительных импульсов, осуществляют каждым счетным импульсом сдвиг вправо разрешающего логического уровня, присутствующего на информационном входе сдвигового регистра, при появлении на требуемом выходном разряде сдвигового регистра разрешающего логического уровня, соответствующего началу формирования стробирующего сигнала в угловом интервале более 90°, но менее 270°, выделяют в каждый креновый период первые импульсы, соответствующие нулевому углу крена ракеты и являющиеся импульсами установки в исходное состояние.A method for isolating installation pulses on a rocket rotating in a roll angle, including placing a rocket on a launcher with a roll angle of 0 °, and generating the initial installation pulse at the moment the on-board power supply exits to the operating mode, which is fed to the input of zeroing the looped pulse counter, which counts the number of counting pulses, new is that they generate additional pulses formed from the trailing edges of the selected first and second pulses corresponding to the rocket roll angles are 0 ° and 90 °; a gate signal containing inhibitory and enable logic levels is generated at the output of the shift register; inhibitory logic levels are set at all output bits of the shift register at the instant of formation of the initial pulse of the installation and generation of additional pulses; each counting pulse shift to the right of the enabling logic level present at the information input of the shift register, when the shift occurs on the required output bit traction register allowing a logic level corresponding to the start of formation of the gate signal in the angular range more than 90 °, but less than 270 °, is isolated crenic each period of the first pulse corresponding to zero roll angle and missiles are pulses a reset state.
Устройство выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, содержит устанавливающее устройство, новым является то, что оно снабжено последовательно соединенными схемой И, формирователем импульсов обнуления, сдвиговым регистром и формирователем импульсов установки, второй вход которого соединен со вторым входом формирователя импульсов обнуления и выходом устанавливающего устройства, третий вход формирователя импульсов установки соединен с выходом логической схемы И, информационный вход сдвигового регистра соединен с источником логической единицы, причем первым входом устройства выделения импульсов установки является тактовый вход сдвигового регистра, соединяемый с выходом логической схемы ИЛИ системы управления ракетой, а вторым и третьим входами - соответственно первый и второй входы логической схемы И, соединяемые соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, при этом выходом устройства выделения импульсов установки является выход формирователя импульсов установки, соединяемый с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя.A device for isolating installation pulses on a rocket rotating in a roll angle contains a mounting device, the new one is that it is equipped with a series-connected circuit And, a zero pulse shaper, a shift register and a pulse shaper, the second input of which is connected to the second input of the zero pulse shaper and the output of the installation device, the third input of the pulse shaper of the installation is connected to the output of the logic circuit And, the information input of the shift register is connected nen with the source of the logical unit, and the first input of the device's pulse extraction device is the shift register clock input connected to the output of the OR logic of the rocket control system, and the second and third inputs are the first and second inputs of the AND logic circuit, connected respectively to the first and second the outputs of the roll angle sensor, while the output of the installation impulse extraction device is the output of the installation pulse shaper connected to the installation input to the initial state of blue c - cosine converter.
Способ измерения угла крена на ракете, включающий формирование датчиком угла крена двух идентичных последовательностей импульсов, сдвинутых относительно друг друга на 90°, новым является то, что две идентичные последовательности импульсов формируют в каждом квадранте кренового периода в виде соответственно предыдущей и последующей комбинаций импульсов с логическими уровнями нуль и единица, которые располагают через равные угловые интервалы, при этом импульсы с одинаковым порядком следования в каждой из двух комбинаций каждого квадранта имеют противоположные логические уровни, за исключением двух импульсов, равных единичному логическому уровню, задние фронты которых образуют в моменты формирования соответственно конца четвертого - начала первого квадрантов и конца первого - начала второго квадрантов, причем величину угла крена ракеты измеряют с момента формирования заднего фронта одного из двух логических импульсов в каждом креновом периоде дискретно через 360°/4n с учетом количества импульсов с логическими уровнями N в креновом периоде, при этом величина измеренного угла крена ракеты равна 360°·N/4n, где n=2, 3, 4 и т.д. - количество импульсов с логическими уровнями нуль и единица в предыдущей и последующей комбинациях в каждом квадранте.A method of measuring the roll angle on a rocket, including forming a roll angle sensor of two identical pulse sequences shifted by 90 ° relative to each other, is new, that two identical pulse sequences form in each quadrant of the roll period in the form of the previous and subsequent combinations of pulses with logical levels zero and one, which are arranged at equal angular intervals, while pulses with the same sequence in each of the two combinations of each quad They have opposite logical levels, with the exception of two pulses equal to a single logical level, the trailing edges of which form at the moments of formation, respectively, of the end of the fourth — the beginning of the first quadrants and the end of the first — the beginning of the second quadrants, and the angle of heel of the rocket is measured from the moment of formation of the trailing edge of one of two logical pulses in each roll period is discrete through 360 ° / 4n taking into account the number of pulses with logical levels N in the roll period, while the value is measured roll angle of the missile is 360 ° · N / 4n, where n = 2, 3, 4, etc. - the number of pulses with logical levels zero and one in the previous and subsequent combinations in each quadrant.
Заявленный способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, реализуется следующим образом. С момента старта ракета вращается по углу крена, при этом на ней формируют счетные импульсы, текущее количество которых, например, в двоичном параллельном коде соответствует в данный конкретный момент времени величине угла крена ракеты. Из счетных импульсов вырабатывают коммутирующие сигналы. Причем на ракете декодируют принимаемые сигналы по курсу и тангажу, а затем корректируют их для улучшения и стабилизации динамических характеристик ракеты как объекта управления.The claimed method of forming control commands on a rocket rotating in a roll angle is implemented as follows. From the moment of launch, the rocket rotates along the angle of heel, while counting pulses are formed on it, the current number of which, for example, in a binary parallel code corresponds at a given moment in time to the angle of heel of the rocket. From the counting pulses generate switching signals. Moreover, the received signals are decoded on the rocket at the heading and pitch, and then corrected to improve and stabilize the dynamic characteristics of the rocket as a control object.
Преобразуют декодированные корректированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды, например в аналоговом виде с амплитудами по курсу и тангажу, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равному периоду вращения ракеты по углу крена.The decoded corrected signals are converted into rocket control commands in the direction and pitch in the form of a multi-stage approximation of the sinusoid and cosine wave, for example, in the analog form with amplitudes in the direction and pitch, corresponding to the values of the decoded signals and the repetition period equal to the period of rocket rotation in roll angle.
Формируют на ракете датчиком угла крена, например гироскопическим, две идентичные последовательности импульсов, сдвинутые относительно друг друга на 90°. Из двух идентичных последовательностей импульсов вырабатывают в каждый креновый период вращения ракеты по углу крена импульсы установки, которыми устанавливают в исходное состояние процесс преобразования декодированных сигналов в команды управления ракетой по курсу и тангажу. Для этого импульсы установки вырабатывают в моменты времени, соответствующие величине угла крена ракеты, например 0°, что соответствует обнулению синусоидальной составляющей (sin 0°=0) и выставлению косинусоидальной - в единичное (cos 0°=1), соответствующее величине амплитуды. Обе эти составляющие синус - косинусного сигнала приведены на фиг.3 (эпюры “к” и "л"). Либо вырабатывают при величине угла крена ракеты 90°, что соответствует обнулению косинусоидальной составляющей (cos 90°=0) и выставление синусоидальной в единичное (sin 90°=1). Возможен и третий вариант при величинах угла крена ракеты 0° и 90°, что соответствуют обнулению синусоидальной величины при sin 0°=0 и косинусоидальной при cos 90°=0, при этом синус - косинусный преобразователь должен быть выполнен в виде двух отдельных друг от друга устройств.Two identical pulse sequences shifted by 90 ° relative to each other are formed on a rocket by a roll angle sensor, for example, gyroscopic. From two identical pulse sequences, installation pulses are generated in each roll period of rocket rotation along the roll angle, which establish the initial state of the process of converting decoded signals to rocket control commands in course and pitch. To do this, the installation pulses are generated at time points corresponding to the rocket roll angle, for example, 0 °, which corresponds to zeroing the sinusoidal component (sin 0 ° = 0) and setting the cosine to single (cos 0 ° = 1), which corresponds to the amplitude value. Both of these components of the sine - cosine signal are shown in Fig. 3 (diagrams “k” and “l”). Or they produce it at a rocket roll angle of 90 °, which corresponds to zeroing the cosine component (
При этом счетные импульсы с периодом повторения по углу крена, равным, например, 22,5°, формируют в результате логического сложения, т.е. логической операции ИЛИ из двух идентичных последовательностей импульсов. При этом угловая длительность импульсов τ обычно равна половине периода их повторения.In this case, counting pulses with a period of repetition of the angle of heel equal to, for example, 22.5 °, are formed as a result of logical addition, i.e. logical operation OR of two identical pulse sequences. In this case, the angular duration of pulses τ is usually equal to half the period of their repetition.
Таким образом, в процессе преобразования декодированных сигналов по курсу и тангажу в течение каждого кренового периода вращения ракеты процесс преобразования принудительно выставляют в исходное состояние, соответствующее величине угла крена ракеты, например, равной 0°, что исключает накопление величины ошибки.Thus, during the conversion of decoded signals at the heading and pitch during each roll period of the rocket rotation, the conversion process is forcibly set to the initial state corresponding to the roll angle of the rocket, for example, equal to 0 °, which eliminates the accumulation of the error value.
Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, приведенными на фиг.1-3. На фиг.1 и 2 представлены соответственно структурные электрические схемы системы управления ракетой, вращающейся по углу крена, и устройства выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, где 1 - датчик угла крена (ДУК); 2 - приемник (ПР); 3 - логическая схема ИЛИ (ИЛИ); 4 - аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу (АРКД); 5а и 5б - первый и второй корректирующие фильтры соответственно (КФ1 и КФ2); 6 - синус - косинусный преобразователь (СКП); 7 - устройство выделения импульсов установки (УВИУ); 8 - рулевой привод (РП); 9 - логическая схема И (И); 10 - устанавливающее устройство (УУ); 11 - формирователь импульсов обнуления (ФИО); 12 - формирователь дополнительных импульсов (ФДИ); 13 - формирователь импульсов установки (ФИУ); 14а и 14б - первая и вторая логические схемы ИЛИ соответственно (ИЛИ 1 и ИЛИ 2); 15 - схема совпадения (СС); 16 - сдвиговый регистр (СР).The invention is illustrated by the drawings shown in figures 1-3. Figure 1 and 2, respectively, are structural block diagrams of a control system for a rocket rotating in a roll angle and a device for extracting impulses from a installation on a rocket rotating in a roll angle, where 1 is a roll angle sensor (ALC); 2 - receiver (PR); 3 - logical circuit OR (OR); 4 - channel separation and decoding apparatus for heading and pitch (ARKD); 5a and 5b are the first and second correction filters, respectively (KF1 and KF2); 6 - sine - cosine converter (SKP); 7 - device impulse separation unit (UVIU); 8 - steering gear (RP); 9 - logical circuit I (I); 10 - installation device (UU); 11 - pulse shaper zeroing (name); 12 - shaper additional pulses (FDI); 13 - pulse shaper installation (FIU); 14a and 14b are the first and second logical circuits OR, respectively (OR 1 and OR 2); 15 is a coincidence diagram (CC); 16 - shift register (SR).
На фиг.3 приведены эпюры сигналов, где представлены: "а" - сигнал на выходе устройства установки 10; "б" и "в" - сигналы соответственно на первом и втором выходах датчика угла крена 1; "г" - сигнал на выходе логической схемы ИЛИ 3; "д" - сигнал на выходе логической схемы И 9; "е" - сигнал на выходе формирователя дополнительных импульсов 12; "ж" - сигнал на выходе формирователя импульсов обнуления 11; "з" - сигнал на выходе сдвигового регистра 16; "и" - сигнал на выходе устройства выделения импульсов установки 7; "к" и "л" - сигналы соответственно на первом и втором выходах синус - косинусного преобразователя 6.Figure 3 shows the plot of the signals, which are: "a" is the signal at the output of the
В системе управления ракетой последовательно соединены приемник 2 и аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4, а также последовательно включены синус - косинусный преобразователь 6 и рулевой привод 8. Выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4 соединены с входами соответственно первого 5а (по курсу) и второго 5б (по тангажу) корректирующими фильтрами. Выходы первого 5а и второго 5б корректирующих фильтров соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус - косинусного преобразователя 6. Последовательно соединены датчик угла крена 1 и логическая схема ИЛИ 3. Выход логической схемы ИЛИ 3 соединен со счетным входом синус - косинусного преобразователя 6 и первым входом устройства выделения импульсов установки 7, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена 1. Выход устройства выделения импульсов установки 7 соединен с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя 6.In the missile control system, a
Приемник 2, аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4, синус - косинусный преобразователь 6 и рулевой привод 8 могут быть выполнены как в прототипе [патент РФ №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00]. Первый 5а и второй 5б корректирующие фильтры могут быть выполнены, например, как активные линейные корректирующие устройства [Н.Н.Иващенко "Автоматическое регулирование", Москва, Машиностроение, 1973 г., стр.176]
Датчик угла крена 1 может быть выполнен как позиционный гироскоп с двумя парами светодиод - фотодиод, разделяемых растром в виде непрозрачной цилиндрической поверхности с прорезями, причем центр цилиндра, образующего эту поверхность, соединен с осью рамки гироскопа, а две пары светодиод - фотодиод закреплены на корпусе гироскопа и сдвинуты относительно друг друга по углу крена на 90° [Патент России №2282129 от 14.12.04 г., МКИ7 F41G 7/00]. При этом количество прорезей и их угловая величина соответствует импульсам, приведенным, например, на эпюре "б" фиг.3. Пример выполнения формирователя импульсов установки 7 приведен на фиг.2. Логическая схема "ИЛИ" 3, например микросхема серии 564.The
Система управления ракетой (фиг.1), реализующая способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, работает следующим образом. В первоначальный момент времени при выходе бортового источника питания на рабочий режим вырабатывают разовый импульс (эпюра "а" на фиг.3), названный далее начальным импульсом установки. Этот импульс с выхода устройства выделения импульсов установки 6 поступает на вход установки в исходное состояние (вход R) синус - косинусного преобразователя 6, являющегося входом обнуления закольцованного счетчика импульсов, и устанавливает его в исходное состояние, соответствующее установке ракеты на пусковую установку с величиной угла крена, равной 0°.The missile control system (Fig. 1), which implements a method for generating control commands on a rocket rotating along a roll angle, works as follows. At the initial moment of time, when the on-board power supply exits to the operating mode, a one-time pulse is generated (plot "a" in Fig. 3), called hereinafter the initial pulse of the installation. This pulse from the output of the device for extracting impulses from
С момента старта ракета начинает вращаться по углу крена. При этом датчик угла крена 1 формирует на первом и втором выходах две последовательности импульсов соответственно первую и вторую, приведенные на эпюрах "б" и "в" фиг.3. Как следует из них эпюра "б" сдвинута относительно эпюры "в" на 90°. Импульсы с первого и второго выходов датчика угла крена 1 поступают соответственно на первый и второй входы логической схемы ИЛИ 3, на выходе которой формируются счетные импульсы (эпюра "г" на фиг.3). Эти импульсы поступают на счетный вход (вход V) синус - косинусного преобразователя 6, являющегося входом закольцованного счетчика импульсов, например четырехразрядного.From the moment of launch, the rocket begins to rotate in a roll angle. Moreover, the
Кроме того, счетные импульсы с выхода логической схемы ИЛИ 3 поступают на первый вход устройства выделения импульсов установки 7, на второй и третий входы которого поступают последовательности импульсов соответственно с первого и второго выходов датчика угла крена 1. На выходе устройства выделения импульсов установки 7 формируется начальный импульс установки и выделяются в каждый креновый период импульсы 1(16), являющимися импульсами установки (эпюра "и" на фиг.3). Эти импульсы установки поступают на вход установки в исходное состояние (вход R) синус - косинусного преобразователя 6.In addition, the counting pulses from the output of the OR 3 logic circuit are fed to the first input of the device for extracting impulses of
Таким образом, после старта ракеты (с начала вращения ее по углу крена) начинается первый цикл отсчета количества счетных импульсов, который заканчивается задним фронтом 16-го импульса, с которого далее начинаются и заканчиваются последующие циклы отсчетов количества импульсов.Thus, after the launch of the rocket (from the beginning of its rotation in the angle of heel), the first cycle of counting the number of counting pulses begins, which ends with the trailing edge of the 16th pulse, from which subsequent cycles of counting the number of pulses begin and end.
Следовательно, импульсы установки, поступающие на вход установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя 6 и устанавливающие его в исходное состояние, дублируют 16-й счетный импульс, поступающий на вход закольцованного счетчика импульсов, "переполняющий" в нем максимальное количество считаемых импульсов, при котором устанавливаются на его всех четырех выходных разрядах логические нули.Consequently, the installation pulses arriving at the installation input in the initial state of the sine-
При поступлении на вход приемника 2 оптического сигнала на его выходе сформируется электрический сигнал, например в виде электрических импульсов с время-импульсной модуляцией, которые поступают на вход аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4. С выхода аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4 декодированные сигналы по курсу "Z" и тангажу "Y" через соответствующие корректирующие фильтры первый 5а и второй 5б, корректирующие, например, фазу этих сигналов, поступают соответственно на курсовой и тангажный входы синус - косинусного преобразователя 6.When an optical signal is received at the input of the
На первом и втором выходах синус - косинусного преобразователя 6 сформируются две команды управления UZ·sin ω·t и UY·cos ω·t (эпюры "к" и "л" на фиг.3). Эти две команды управления ракетой поступают соответственно на первый и второй входы рулевого привода 8, который отрабатывает их в видеAt the first and second outputs of the sine-
где ω - угловая скорость вращения ракеты по углу крена, t - время.where ω is the angular velocity of the rocket in roll angle, t is the time.
Таким образом, с момента старта ракеты сигнал (эпюра "и" на фиг.3) с выхода формирователя импульсов установки 7 выставляет на первом и втором выходах синус - косинусного преобразователя 6 величины команд управления соответственно UZ·sin ω·t, равной нулевому значению, и UY·cos ω·t - максимальному значению, т.к. ω·t=0° при выполнении синус - косинусного преобразователя 6 как в прототипе (Патент России №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00).Thus, from the moment the rocket starts, the signal (plot "and" in Fig. 3) from the output of the pulse shaper of
Заявленный способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, работает следующим образом. Предварительно устанавливают ракету на пусковой установке с величиной угла крена, равной 0°, соответствующей исходному (начальному) состоянию, например, синус - косинусного преобразователя. До старта в момент выхода бортового источника питания на рабочий режим формируют начальный импульс установки, подаваемый на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов, например, синус - косинусного преобразователя, осуществляющего счет количества счетных импульсов, с периодом повторения по углу крена, например, 22,5°.The claimed method of extracting installation pulses on a rocket rotating in a roll angle works as follows. A rocket is pre-installed on the launcher with a roll angle of 0 ° corresponding to the initial (initial) state, for example, a sine-cosine converter. Prior to the start, at the moment the onboard power supply exits to the operating mode, an initial installation pulse is generated, which is fed to the input of zeroing the looped pulse counter, for example, a sine-cosine converter, which counts the number of counting pulses, with a period of repetition in roll angle of, for example, 22.5 ° .
После старта ракета начинает вращаться по углу крена и датчик угла крена начинает формировать две идентичные последовательности импульсов, сдвинутые относительно друг друга на 90°. При логическом умножении этих двух последовательностей импульсов выделяют в каждом креновом периоде два импульса. Окончание (задние фронты) первых импульсов (16-х счетных) соответствуют величине угла крена ракеты, равной 360° (0°), а вторых (4-х счетных) - 90°. Поэтому из задних фронтов первого и второго импульсов вырабатывают соответственно первый и второй дополнительные импульсы (малой длительности).After the launch, the rocket begins to rotate along the roll angle and the roll angle sensor begins to form two identical pulse sequences shifted 90 ° relative to each other. With the logical multiplication of these two sequences of pulses, two pulses are distinguished in each roll period. The end (trailing edges) of the first impulses (16 counted) corresponds to a roll angle of the rocket equal to 360 ° (0 °), and the second (4 counted) to 90 °. Therefore, from the trailing edges of the first and second pulses, the first and second additional pulses (of short duration) are generated, respectively.
Формируют стробирующий сигнал, содержащий запрещающий, например, нулевой логический уровень и разрешающий - единичный. В момент формирования начального импульса установки, а также в моменты формирования дополнительных первого и второго импульсов из каждого периода устанавливают (по входу R) запрещающий логический уровень на всех выходных разрядах сдвигового регистра. Затем осуществляют каждым счетным импульсом (его задним фронтом по входу С) сдвиг разрешающего логического уровня, например логической единицы, присутствующей постоянно на информационном входе (вход D) сдвигового регистра. Сдвиг осуществляют вправо (в сторону старших разрядов).A gate signal is generated containing a prohibitory, for example, a zero logic level and a resolving one. At the time of formation of the initial pulse of the installation, as well as at the moments of formation of additional first and second pulses from each period, a prohibitive logic level is established at the output R of all output bits of the shift register. Then, each counting pulse (its trailing edge at input C) is carried out by a shift of the enabling logic level, for example, a logical unit that is constantly present at the information input (input D) of the shift register. The shift is carried out to the right (towards the higher ranks).
При появлении начала (сдвинутого) разрешающего логического уровня на требуемом выходном разряде сдвигового регистра, соответствующего началу его формирования в угловом интервале более 90°, но менее 270°, формируют разрешающий логический уровень, пропускающий только первый импульс, окончание которого устанавливает вновь запрещающий логический уровень, после чего процесс повторяют. При этом, как следует из изложенного выше, для второго кренового периода Ткр.2 и последующих вместо начального импульса установки формируют импульсы установки из первых 1(16) импульсов (эпюра "д" на фиг.3).When the beginning of the (shifted) resolving logic level at the required output bit of the shift register, corresponding to the beginning of its formation in the angular interval of more than 90 °, but less than 270 °, forms the resolving logic level, passing only the first pulse, the end of which sets the prohibiting logic level again, after which the process is repeated. Moreover, as follows from the above, for the second roll period T cr 2 and subsequent, instead of the initial installation pulse, installation pulses are formed from the first 1 (16) pulses (plot "d" in figure 3).
Таким образом, для гарантированного запрета выделения импульсов 2(4), сдвинутого относительно импульсов 1(16) или начального импульса установки на 90°, начало разрешающего (единичного) логического уровня должно начинаться после обнуления сдвигового регистра, т.е. после отсчета величины угла крена, большей 90° на величину дискрета. Например, при следовании счетных импульсов через 22,5° (величина дискрета 22,5°) начало разрешающего (единичного) логического уровня должно начинаться с 90°+22,5°=112,5°, для чего используют выход пятого разряда сдвигового регистра (эпюра "з" на фиг.3).Thus, to guarantee the prohibition of the allocation of pulses 2 (4) shifted relative to pulses 1 (16) or the initial setting pulse by 90 °, the beginning of the resolving (single) logic level should begin after the shift register is reset to zero, i.e. after reading a roll angle greater than 90 ° by the discrete value. For example, when following counting pulses through 22.5 ° (discrete magnitude 22.5 °), the beginning of the resolving (single) logic level should start from 90 ° + 22.5 ° = 112.5 °, for which the fifth digit of the shift register is used (plot "h" in figure 3).
Аналогичным образом максимальная величина запрещающего уровня должна быть 270°-22,5°=247,5° (на эпюре "з" фиг.3 сплошная линия), для чего используют выход 11-го разряда сдвигового регистра.Similarly, the maximum value of the inhibitory level should be 270 ° -22.5 ° = 247.5 ° (solid line in diagram "h" of Fig. 3), for which the output of the 11th category of the shift register is used.
Следовательно, выделенные первые импульсы 1(16) формируют периодическую последовательность импульсов установки, осуществляющих установку закольцованного счетчика импульсов в нулевое состояние по входу обнуления R, корректируя величину ошибки (ее накопление) при ее возникновении. При этом стробирующий импульс формируют с начала момента обнуления сдвигового регистра 15 на соответствующем выбранном его выходном разряде. Причем соответствующий счетный импульс (его фронт) начинает формировать стробирующий импульс, соответствующий угловому интервалу, разрешающему прохождению импульса установки, соответствующего углу крена 0°.Therefore, the selected first pulses 1 (16) form a periodic sequence of installation pulses that set the looped pulse counter to the zero state at the input of zeroing R, adjusting the error value (its accumulation) when it occurs. In this case, a gating pulse is generated from the beginning of the moment of zeroing of the
Таким образом, как следует из изложенного, заявленный способ выделения импульсов установки использован в заявленном способе формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, в котором формируют команды управления на ракете в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена.Thus, as follows from the foregoing, the claimed method of isolating the installation pulses is used in the claimed method of generating control commands on a rocket rotating along a roll angle, in which control commands on a rocket are formed in the form of a multi-stage approximation of a sinusoid and cosine wave with amplitudes corresponding to the values of the decoded signals and the repetition period equal to the period of rotation of the rocket in roll angle.
Однако заявленный способ выделения импульсов установки можно использовать также и в других известных способах формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, например [Патент России №2282129 от 14.12.04 г., МКИ7 F41G 7/00], где формируют широтно-импульсные модулированные (ШИМ) команды управления, для которых вырабатывают линеаризированный сигнал. Причем используют также закольцованный счетчик счетных импульсов, на выходе которого формируется линеаризированный сигнал в виде двоичного параллельного числа, соответствующего текущему (изменяемому) углу крена ракеты.However, the claimed method of isolating the installation pulses can also be used in other known methods for generating control commands on a rocket rotating along a roll angle, for example [Russian Patent No. 2282129 of 12/14/04, MKI 7 F41G 7/00], where the latitudinal pulse modulated (PWM) control commands for which a linearized signal is generated. Moreover, they also use a looped counter of counting pulses, at the output of which a linearized signal is formed in the form of a binary parallel number corresponding to the current (variable) roll angle of the rocket.
В устройстве выделения импульсов установки последовательно соединены логическая схема И 9, формирователь импульсов обнуления 11, сдвиговый регистр (по входу R) 16 и формирователь импульсов установки 13. Второй вход формирователя импульсов установки 13 соединен со вторым входом формирователя импульсов обнуления 11 и выходом устанавливающего устройства 10. Третий вход формирователем импульсов установки 13 соединен с выходом логической схемы И 9. Информационный вход (D) сдвигового регистра 16 соединен с источником логической единицы "1". Причем первым входом устройства выделения импульсов установки 7 является тактовый вход (С) сдвигового регистра 16, соединяемый с выходом логической схемы ИЛИ 3. Вторым и третьим входами - соответственно первый и второй входы логической схемы И 9, соединяемые соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена 1. При этом выходом устройства выделения импульсов установки является выход формирователя импульсов установки 13, соединяемый с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя 6.In the device pulse extractor, the logic circuitry And 9, the zero
Логические схемы И 9, первая ИЛИ 14а и вторая ИЛИ 14б, схема совпадения 15 (например, логическая схема И) и сдвиговый регистр 16, например, микросхемы серии 564. Устанавливающее устройство 10 может быть выполнено как в прототипе [патент РФ №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00]. Формирователь дополнительных импульсов 12, например ждущий мультивибратор, срабатывающий по заднему фронту входного импульса.Logic circuits AND 9, first OR 14a and second OR 14b, matching circuit 15 (for example, logical circuit AND) and
Устройство выделения импульсов установки 7 (фиг.2), реализующее способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, работает следующим образом.The device for extracting impulses from installation 7 (Fig. 2), which implements a method for extracting impulses from an installation on a rocket rotating along a roll angle, works as follows.
В первоначальный момент времени при выходе источника питания на рабочий режим устанавливающее устройство 10 формирует начальный импульс установки (эпюра "а" на фиг.3). Этот (короткий во времени) импульс поступает на второй вход формирователя импульсов обнуления 11, а именно на второй вход первой логической схемы ИЛИ 14а, а с ее выхода на вход обнуления (вход R) сдвигового регистра 16 и устанавливает на всех его выходных разрядах логические нулевые уровни.At the initial time, when the power source enters the operating mode, the setting
С момента вращения ракеты по углу крена на первом и втором выходах датчика угла крена 1 формируются импульсы (соответственно эпюры "6" и "в" на фиг.3), которые поступают на второй и третий входы устройства выделения импульсов установки 7, а именно на первый и второй входы логической схемы И 9. На выходе логической схемы И 9 выделяются за креновый период 16-й (первый при величине угла крена ракеты 0°) и 4-й (второй при величине угла крена ракеты 90°) импульсы, приведенные на эпюре "д" фиг.3, где эти импульсы изображены соответственно 1(16) и 2(4). Импульсы с выхода логической схемы И 9 поступают на первый вход формирователя импульсов обнуления 11, а именно на вход формирователя дополнительных импульсов 12, на выходе которого из задних фронтов входных импульсов формируются дополнительные импульсы (эпюра "е" на фиг.3). Импульсы с выхода формирователя дополнительных импульсов 12 поступают на первый вход первой логической схемы ИЛИ 14а, а с ее выхода на вход обнуления (вход R) сдвигового регистра 16 (эпюра "ж" на фиг.3). На информационный вход (вход D) сдвигового регистра 16 поступает напряжение от источника питания, например вторичного, величина которого равна величине единичного логического уровня, а на его тактовый вход (вход С) поступают счетные импульсы (эпюра "г" на фиг.3) с выхода логической схемы ИЛИ 3.From the moment the rocket rotates along the roll angle, pulses are formed at the first and second outputs of the roll angle sensor 1 (respectively, diagrams “6” and “c” in FIG. 3), which are fed to the second and third inputs of the pulse extraction device of
Первый 1(16) и второй 2(4) импульсы (эпюра "л" на фиг.3) с выхода логической схемы И 9 поступают также на третий вход формирователя импульсов установки 13, а именно на первый вход схемы совпадения 15. На первый вход формирователя импульсов установки 13, а именно на второй вход схемы совпадения 15 поступает с требуемого выхода сдвигового регистра 16 нулевой (запрещающий) или единичный (разрешающий) логические уровни. Нулевой логический уровень запрещает прохождение второго импульса на выход схемы совпадения 15, а единичный логический уровень разрешает прохождение первого импульса на выход схемы совпадения 15 (эпюра "и" на фиг.3).The first 1 (16) and second 2 (4) pulses (plot "l" in figure 3) from the output of the logic circuit And 9 also go to the third input of the pulse shaper installation 13, namely the first input of the matching
Импульсы с выхода схемы совпадения 15 поступают на первый вход второй логической схемы ИЛИ 14б. С учетом начального импульса установки (эпюра "а" на фиг.3) на втором входе второй логической схемы ИЛИ 14б на ее выходе сформируются начальный импульс установки и импульсы установки, формируемые при углах крена ракеты, равных 0°.The pulses from the output of the matching
Логические уровни на выходе сдвигового регистра 16 формируются следующим образом. После обнуления сдвигового регистра 16 начальным импульсом установки (эпюра "ж" на фиг.3), поступающие с выхода логической схемы ИЛИ 3 на тактовый вход (вход С) сдвигового регистра 16 каждый счетный импульс в момент формирования его заднего фронта (эпюра "г" на фиг.3) устанавливает единичные логические уровни на его выходных разрядах, начиная с младшего до момента повторной установки их в нулевое логическое состояние.Logical levels at the output of the
Например, первый тактовый импульс (его задний фронт) выставляет единичный логический уровень на выходе первого разряда сдвигового регистра 16 (через 22,5° после обнуления, т.е. после 0°), второй тактовый импульс (его задний фронт) выставляет единичный логический уровень на выходе второго разряда (через 45°), при этом сохраняется единичный логический уровень на выходе первого разряда. Аналогично третий тактовый импульс (его задний фронт) формирует через 67,5° единичный логический уровень на выходе третьего разряда, сохраняя единичные логические уровни на выходах первого и второго разрядов, а четвертый счетный импульс - через 90° и т.д.For example, the first clock pulse (its trailing edge) sets the unit logic level at the output of the first bit of the shift register 16 (22.5 ° after zeroing, i.e., after 0 °), the second clock pulse (its trailing edge) sets the unit logic the level at the output of the second discharge (through 45 °), while maintaining a single logical level at the output of the first discharge. Similarly, the third clock pulse (its trailing edge) generates a single logical level at the output of the third bit through 67.5 °, preserving the unit logical levels at the outputs of the first and second bits, and the fourth counting pulse through 90 °, etc.
Следовательно, при использовании в качестве выхода 5-го разряда сдвигового регистра 16, единичный логический уровень должен сформироваться через 112,5°, т.е. позднее момента появления импульса обнуления, сформированного из заднего фронта второго импульса (эпюра "ж" на фиг.3), который с выхода первой логической схемы ИЛИ 14а поступает на вход обнуления сдвигового регистра 16 и устанавливает все его разряды в нулевое логическое состояние.Therefore, when using the
Таким образом, на 5-м выходном разряде сдвигового регистра 16 единичный логический уровень не появится, при этом все выходные разряды сдвигового регистра 16 устанавливаются вновь в нулевое состояние. Далее весь процесс выставления единичного логического уровня повторится вновь, при этом отсчет начнется не с момента формирования начального импульса установки, а после окончания второго импульса, т.е. после 90° (эпюра "д" на фиг.3), которому соответствует импульс (эпюра "ж" на фиг.3). Пятый счетный импульс (его заднего фронта), отсчитываемый после обнуления и поступающий на тактовый вход сдвигового регистра 16, формирует на его 5-м выходном разряде единичный логический уровень, т.е. после 90°+112,5°=202,5° (на эпюре "з" фиг.3 пунктир). Этот единичный (разрешающий) логический уровень будет аналогично существовать на 5-м выходном разряде до момента окончания 1(16) импульса, соответствующего 360° в первом креновом периоде Ткр.1 и являющего 0° - во втором. Сформированный разрешающий логический уровень пропускает 1(16) импульс на выход схемы совпадения 14. Далее для второго Ткр.2 и последующих креновых периодов весь процесс повторяется вновь.Thus, at the 5th output bit of the
При выборе 11-го разряда в качестве выхода сдвигового регистра 16 и аналогично после его обнуления 2-м импульсом (эпюра "ж" на фиг.3), в момент поступления заднего фронта 11-го счетного импульса (начало отсчета после обнуления) сформируется единичный логический уровень через 247,5° (на эпюре "з" фиг.3 сплошная линия), который разрешает прохождению первому из двух импульсов (эпюра "и" на фиг.3). В случае использования передних фронтов счетных импульсов для тактирования сдвигового регистра 16, разрешающий единичный логический уровень можно сузить, при этом он начнется через 247,5°+22,5°/2=258,75°=270° - τ, т.е. также менее 270°.When you select the 11th discharge as the output of the
Таким образом, в каждый креновый период на выходе устройства выделения импульсов установки 7 будут выделяться импульсы, соответствующие углу крена ракеты 0°, которые обнуляют закольцованный счетчик импульсов в синус - косинусном преобразователе 6, выставляя принудительно синусоидальный и косинусоидальный сигналы соответственно в нулевое и максимальное состояния (эпюры "к" и "л" на фиг.3).Thus, in each roll period, the pulses corresponding to the rocket roll angle of 0 ° will be released at the output of the impulse separation device of
Следует отметить, что 16-й импульс, поступающий на счетный вход синус - косинусного преобразователя 6 с выхода логической схемы ИЛИ 3 (эпюра "в" на фиг.3), является также импульсом, устанавливающим все четыре разряда четырехразрядного счетчика в нулевое логическое состояние, т.е. в исходное положение. Таким образом, импульс 16 является импульсом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя 6 (по счетному входу V закольцованного счетчика импульсов) при отсутствии ложных импульсов с выхода датчика угла крена 1.It should be noted that the 16th pulse arriving at the counting input of the sine -
Таким образом, как следует из изложенного выше, выбор разряда в сдвиговом регистре 16 в качестве его выхода производится в угловом интервале более 90°, но менее 270°, при этом для данного примера им могут быть 5, 6, 7, 8, 9, 10 или 11 разряды, отсчитываемые после обнуления 2-м импульсом. Конкретный разряд выбирается из требуемых соотношений вероятности правильного обнаружения импульсов установки и вероятности ложной тревоги в случае наличия ложных импульсов, например, обусловленных вибрационными перегрузками при дрожании растра датчика угла крена, его конструкцией и т.д.Thus, as follows from the above, the choice of the discharge in the
При появлении ложных импульсов в одной из двух последовательностей (эпюры "б" и "в" на фиг.3) они пройдут на выход логической схемы ИЛИ 3, а значит и на счетный вход закольцованного счетчика импульсов синус - косинусного преобразователя 6. При этом данные ложные импульсы не пройдут на выход логической схемы И 9, а значит и на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов синус - косинусного преобразователя 6. Таким образом, в данном случае импульсы с выхода устройства выделения импульсов установки 7 скорректируют в этом же креновом периоде ошибку определения величины угла крена.If false pulses appear in one of two sequences (diagrams “b” and “c” in FIG. 3), they will go to the output of the OR 3 logic circuit, and hence to the counting input of the looped sine-
В случае одновременного появления ложных импульсов в двух последовательностях (эпюры "б" и "в" на фиг.3) в угловых интервалах крена ракеты от 0° до менее 247,5° данные импульсы пройдут на выходы логических схем ИЛИ 3 и И 9, а значит и на счетный вход закольцованного счетчика импульсов синус - косинусного преобразователя 6. Для случая использования в качестве выходного 5-й разряд сдвигового регистра 16 и при величине углового интервала менее 202,5° формирователь импульсов установки 13 их не пропустит на выход. При этом выделенный импульс установки скорректирует в этом же креновом периоде ошибку определения величины угла крена на выходе закольцованного счетчика импульсов. А при величине углового интервала от 202,5° до менее 247,5°, т.е. нахождения импульса помехи в заштрихованной зоне, например, при ее максимальной величине он сформирует ложный импульс установки на выходе формирователя импульсов установки 13 и обнулит сдвиговый регистр 16. При этом на его выходе успеет сформироваться узкий (минимально возможный по длительности) разрешающий логический уровень (сплошная линия на эпюре "з" на фиг.3), который выделит импульс установки. Таким образом, в этом же креновом периоде скорректируются ошибки определения величины угла крена, вызванные ложным импульсом установки и ложным импульсом на выходе логической схемы ИЛИ 3.In the case of the simultaneous appearance of false pulses in two sequences (diagrams “b” and “c” in Fig. 3) in the angular intervals of the rocket roll from 0 ° to less than 247.5 ° these pulses will go to the outputs of the logic circuits OR 3 and I 9, and therefore to the counting input of the looped pulse counter of the sine -
В случае одновременного появления ложных импульсов в двух последовательностях (эпюры "б" и "в" на фиг.3) в первом креновом периоде в угловом интервале более 112,5° для 11-го выходного разряда сдвигового регистра 16 и в угловом интервале более 247,5° для 5-го выходного разряда сдвигового регистра 16 импульс установки 1(16) не выделится на выходе формирователя импульсов установки 13. При этом в случае формирования разрешающего логического уровня сдвиговым регистром 16 и попадания в него ложных импульсов на выходе формирователя импульсов установки 13 выделится только один ложный импульс (первый из них), формирующий ложную величину угла крена ракеты. Причем эта ложная величина угла крена скорректируется лишь в следующем креновом периоде.In the case of the simultaneous appearance of false pulses in two sequences (plots "b" and "c" in figure 3) in the first roll period in the angular interval of more than 112.5 ° for the 11th output category of the
Как следует из изложенного, выделенные импульсы 1(16) на выходе схемы совпадения 15 имеют заранее известные параметры: длительность, скважность и период повторения (эпюра "и" на фиг.3). Это позволяет в случае необходимости дополнительно селектировать сигнал с выхода схемы селекции для повышения помехоустойчивости.As follows from the above, the selected pulses 1 (16) at the output of the matching
Заявленный способ измерения угла крена на ракете работает следующим образом. Формируют две идентичные последовательности импульсов, сдвинутые относительно друг друга на 90° (эпюры "б" и "в" на фиг.3), например, с помощью гироскопического датчика угла крена как приведено в примере выполнения датчика угла крена 1. При этом в каждом квадранте кренового периода соответственно для первой и второй последовательностей импульсов через равные угловые интервалы, например через 22,5° как приведено на эпюрах "б" и "в" фиг.3, выставляют соответствующие величины (амплитуд) импульсов. Эти величины импульсов представлены в приведенной таблице в виде логических уровней нулевых и единичных.The claimed method of measuring the angle of heel on a rocket works as follows. Two identical pulse sequences are formed, shifted 90 ° relative to each other (diagrams “b” and “c” in Fig. 3), for example, using a gyroscopic roll angle sensor as shown in the embodiment of the
Как следует из таблицы, в которой приведены импульсы с логическими уровнями на первом и втором выходах датчика угла крена, их формируют в каждом квадранте кренового периода в виде соответственно предыдущей и последующей комбинаций импульсов с нулевыми и единичными логическими уровнями. Причем импульсы, расположенные с одинаковым порядком следования в каждой из двух комбинаций (предыдущей и последующей) в каждом квадранте, имеют противоположные логические уровни, за исключением двух импульсов, равных единичному логическому уровню. Задние фронты этих двух импульсов образуют в моменты формирования соответственно конца четвертого - начала первого квадрантов (0° угла крена ракеты) и конца первого - начала второго квадрантов (90° угла крена ракеты).As follows from the table, which shows pulses with logical levels at the first and second outputs of the roll angle sensor, they are formed in each quadrant of the roll period in the form of the previous and subsequent combinations of pulses with zero and single logical levels, respectively. Moreover, pulses located with the same sequence in each of the two combinations (previous and next) in each quadrant have opposite logical levels, with the exception of two pulses equal to a single logical level. The trailing edges of these two impulses form at the moments of formation, respectively, of the end of the fourth — the beginning of the first quadrant (0 ° angle of the rocket roll) and the end of the first - the beginning of the second quadrants (90 ° angle of the rocket roll).
Таким образом, величину угла крена ракеты измеряют с момента формирования заднего фронта одного из двух импульсов дискретно через 360°/4n, с учетом количества импульсов с логическими уровнями N в каждом креновом периоде. При этом величина измеренного угла крена ракеты равна 360°·N/4n, где n=2, 3, 4 и т.д. - количество импульсов с логическими уровнями нуль и единица в предыдущей и последующей комбинациях в каждом квадранте.Thus, the angle of heel of the rocket is measured from the moment of the formation of the trailing edge of one of the two pulses discretely through 360 ° / 4n, taking into account the number of pulses with logical levels N in each bank period. In this case, the measured roll angle of the rocket is 360 ° · N / 4n, where n = 2, 3, 4, etc. - the number of pulses with logical levels zero and one in the previous and subsequent combinations in each quadrant.
Как следует из изложенного выше, при n=4 величина дискрета измерения угла крена ракеты равна 90°/4=360°/16=22,5°. Однако возможны и другие значения. Например, при n=2 период повторения импульсов с логическими уровнями равен 45°, при этом для его реализации требуется уменьшить количество импульсов вдвое, например, отбросить первые два значения в каждой комбинации. Аналогичным образом при n=5 требуется увеличить количество импульсов с логическими уровнями в каждой комбинации последовательностей (графы 1 и 2 таблицы) на один. Например, приписать в начало первой (предыдущей) и второй (последующей) последовательностях разные по величине значения, т.е. для первой вместо 0011 и 1101 надо соответственно 00011 и 11101, либо 10011 и 01101. Таким же образом формируют последовательности и для последующих трех квадрантов. При этом период повторения импульсов с логических 360°/20=18°. Аналогично и для n=6, 7 и т.д. Причем при n≠4 синус - косинусный сигнал будет содержать количество дискретов отличное от 16, при этом соответственно изменятся величины коэффициентов, которые определяют величины дискретных амплитуд.As follows from the above, when n = 4, the discrete measure of the roll angle of the rocket is 90 ° / 4 = 360 ° / 16 = 22.5 °. However, other values are possible. For example, for n = 2, the pulse repetition period with logical levels is 45 °, while for its implementation it is necessary to halve the number of pulses, for example, discard the first two values in each combination. Similarly, for n = 5, it is required to increase the number of pulses with logical levels in each combination of sequences (
Приведенный способ измерения угла крена на ракете применяют при реализации способа формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, при котором дополнительно осуществляют логическое суммирование (графа 3 в таблице). Кроме того, он применяется для реализации способа выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, при котором осуществляют логическое умножение (графа 4 в таблице).The above method of measuring the angle of heel on a rocket is used when implementing the method of generating control commands on a rocket rotating along the angle of heel, in which logical summation is additionally carried out (
Следовательно, предлагаемая группа изобретений способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой для его осуществления, способ выделения импульсов на ракете, вращающейся по углу крена, и устройство выделения импульсов установки для его осуществления, способ измерения угла крена на ракете по сравнению с прототипами повышает точность формирования команд управления на ракете за счет исключения ошибок.Therefore, the proposed group of inventions, a method for generating control commands on a rocket rotating in a roll angle, and a missile control system for its implementation, a method for extracting pulses from a rocket rotating in a roll angle, and a device for extracting impulses of a setup for its implementation, a method for measuring a roll angle in rocket in comparison with prototypes increases the accuracy of the formation of control commands on the rocket by eliminating errors.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011107020/28A RU2473860C2 (en) | 2011-02-24 | 2011-02-24 | Method of generating control instructions at missile spinning in roll angle and system to this end, method of selecting set pulses at missile revolving in roll angle and device to this effect, and method of defining missile roll angle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011107020/28A RU2473860C2 (en) | 2011-02-24 | 2011-02-24 | Method of generating control instructions at missile spinning in roll angle and system to this end, method of selecting set pulses at missile revolving in roll angle and device to this effect, and method of defining missile roll angle |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011107020A RU2011107020A (en) | 2012-08-27 |
| RU2473860C2 true RU2473860C2 (en) | 2013-01-27 |
Family
ID=46937475
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011107020/28A RU2473860C2 (en) | 2011-02-24 | 2011-02-24 | Method of generating control instructions at missile spinning in roll angle and system to this end, method of selecting set pulses at missile revolving in roll angle and device to this effect, and method of defining missile roll angle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2473860C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2282129C1 (en) * | 2004-12-14 | 2006-08-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for formation of control commands on spin-stabilized rocket, rocket control system, method for formation of linearized signal and signal linearizer for its realization |
| RU2351875C2 (en) * | 2007-05-02 | 2009-04-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control instructions for rocket angle of bank, rocket control system, method of converting impulses of rocket rotating along its angle of bank and sine-cosine converter of rocket control system |
| RU2362108C2 (en) * | 2007-09-24 | 2009-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for formation of commands to control rockets, rockets rotating along list angle, means of correcting list and corrector for list angle |
| RU2362107C2 (en) * | 2007-09-24 | 2009-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of introducing rockets into zone of control, rotating along angle of list, and rocket systems |
-
2011
- 2011-02-24 RU RU2011107020/28A patent/RU2473860C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2282129C1 (en) * | 2004-12-14 | 2006-08-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for formation of control commands on spin-stabilized rocket, rocket control system, method for formation of linearized signal and signal linearizer for its realization |
| RU2351875C2 (en) * | 2007-05-02 | 2009-04-10 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control instructions for rocket angle of bank, rocket control system, method of converting impulses of rocket rotating along its angle of bank and sine-cosine converter of rocket control system |
| RU2362108C2 (en) * | 2007-09-24 | 2009-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for formation of commands to control rockets, rockets rotating along list angle, means of correcting list and corrector for list angle |
| RU2362107C2 (en) * | 2007-09-24 | 2009-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of introducing rockets into zone of control, rotating along angle of list, and rocket systems |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| Основы радиоуправления./Под ред. В.А. ВЕЙЦЕЛЯ, В.Н. ТИПУГИНА. - М.: Сов. радио, 1973, с.57, 58. * |
| ПАВЛОВ B.A., ПОНЫРКО C.A., ХОВАНСКИЙ Ю.М. Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты. - М.: Высшая школа, 1964, с.208-210, рис.6.11. * |
| ПАВЛОВ B.A., ПОНЫРКО C.A., ХОВАНСКИЙ Ю.М. Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты. - М.: Высшая школа, 1964, с.208-210, рис.6.11. Основы радиоуправления./Под ред. В.А. ВЕЙЦЕЛЯ, В.Н. ТИПУГИНА. - М.: Сов. радио, 1973, с.57, 58. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011107020A (en) | 2012-08-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2351875C2 (en) | Method of generating control instructions for rocket angle of bank, rocket control system, method of converting impulses of rocket rotating along its angle of bank and sine-cosine converter of rocket control system | |
| RU2473860C2 (en) | Method of generating control instructions at missile spinning in roll angle and system to this end, method of selecting set pulses at missile revolving in roll angle and device to this effect, and method of defining missile roll angle | |
| NO139798B (en) | COMPARATOR FOR COMPARATING THE OUTPUT SIGNALS FROM PAIRS OF STEP DATA COMPASSES | |
| US3742437A (en) | Signal transmission system | |
| RU2494335C1 (en) | Method of determining angle of bank of missile regularly spinning in roll and device to this end | |
| RU2283466C1 (en) | Method for forming of control commands on spin-stabilized missile, spin-stabilized missile, method for forming of double-sideband linearized signal and reversible signal linearizer | |
| RU2755274C1 (en) | Device for generating minimal binary numbers | |
| US3946378A (en) | Dynamic digital pulse display | |
| RU2489676C1 (en) | Method to measure banking angle of missile that regularly rotates at banking angle and missile banking angle sensor for its realisation | |
| RU2257523C1 (en) | Method for correction of command signal of missile spinning in bank angle, and missile guidance system for its realization | |
| RU2694932C1 (en) | Small-size anti-aircraft guided missile | |
| SU482721A1 (en) | Digital tracking system | |
| SU907832A1 (en) | Synchronization device | |
| SU1140262A1 (en) | Device for reception of frequency-phase-shift keyed signals | |
| SU807487A1 (en) | Selector of pulses by duration | |
| SU411480A1 (en) | ||
| SU560360A1 (en) | Device for demodulating frequency-shifted signals | |
| SU439774A1 (en) | Method to control threshold levels of pulsed radioactive radiation | |
| SU840994A1 (en) | Shaft angular position- to-code converter | |
| US2854664A (en) | Bearing indicator | |
| SU1053315A1 (en) | Device for measuring error factor in digital transmission systems | |
| RU1840962C (en) | Device for determination of parameters of modulation of impulse linearly frequency-modulated and phase-shift keyed signals | |
| SU411479A1 (en) | Angle-Code Automatic Verification Device | |
| SU409261A1 (en) | CYCLIC ANGLE CONVERTER - CODE | |
| RU2514606C2 (en) | Method of generating control commands on rocket rotating on banking angle, rocket control system, method of measuring banking angle on rocket, gyroscopic device for measuring banking angle, method of generating sine and cosine signals on rocket rotating on banking angle, and sine-cosine rocket control system generator |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20160707 |