RU2473864C1

RU2473864C1 - Method of forming control instruction to single-channel missile spinning in roll angle and device to this effect (versions)

Info

Publication number: RU2473864C1
Application number: RU2011133760A
Authority: RU
Inventors: Аркадий Георгиевич Шипунов; Владимир Иванович Морозов; Михаил Николаевич Чуканов; Ольга Николаевна Ухабова
Original assignee: Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения"
Filing date: 2011-08-10
Publication date: 2013-01-27

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: proposed method comprises forming program-time signal, forming missile roll signal, modulating program-time signal, and converting control signal into fin deflection. Note here that missile is pointed to roll angle, roll angle signal occurrence moment is registered to form control signal from the missile start to registration corresponding to program-time signal and pre-forecast roll signal.

EFFECT: higher accuracy of guidance.

3 cl, 4 dwg

Description

Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетного вооружения, а именно к способам стрельбы управляемыми ракетами, и может быть использована в системах наведения (СН) комплексов ПТУР и ЗУР.The proposed group of inventions relates to the field of missile weapons, and in particular to methods of firing guided missiles, and can be used in guidance systems (SN) of ATGM and SAM systems.

Одной из задач, решаемых при разработке СН, является повышение точности наведения за счет уменьшения ошибок, возникающих, в частности, от действия на ракету нормальных кинематических ускорений, например от действия силы тяжести, вращения линии визирования, воздействия бокового ветра.One of the problems solved during the development of HF is to increase the accuracy of guidance by reducing errors arising, in particular, from the action of normal kinematic accelerations on the rocket, for example, from the action of gravity, rotation of the line of sight, and the effect of crosswind.

При горизонтальном полете ракеты основная составляющая такой ошибки определяется постоянным действием на ракету силы тяжести и соответствует зависимости (Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами. М.: Машиностроение, 1965, с.390, зависимость 7.34):In horizontal rocket flight, the main component of this error is determined by the constant effect of gravity on the rocket and corresponds to dependence (Lebedev A.A., Karabanov V.A. Dynamics of control systems for unmanned aerial vehicles. M .: Mashinostroenie, 1965, p. 390, dependence 7.34 ):

где g=9,81 м/с² - ускорение свободного падения;where g = 9.81 m / s ² - acceleration of gravity;

k₀ - коэффициент передачи разомкнутого контура управления ракетой (1/с²).k ₀ - transmission coefficient of the open loop missile control (1 / s ² ).

Такая задача может быть решена при формировании в аппаратуре управления ракетой команды, компенсирующей кинематическое ускорение от действия силы тяжести.Such a problem can be solved by forming a team in the rocket control equipment that compensates for kinematic acceleration from the action of gravity.

Известен способ формирования команды управления вращающейся по углу крена ракетой (Выстрел 3 УБК 10-3 с управляемым снарядом 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 3 УБК 10-3.00.00.000 ТО. М.: Военное издательство, 1987, с.13-19), включающий формирование постоянного сигнала в вертикальном канале управления, формирование сигнала крена ракеты, модуляцию им постоянного сигнала и преобразование полученного сигнала управления в отклонение руля.A known method of forming a command to control a rocket rotating in an angle of roll (Shot 3 UBK 10-3 with a guided missile 9M117. Technical description and instruction manual 3 UBK 10-3.00.00.000 TO. M.: Military publishing house, 1987, p.13-19 ), including the formation of a constant signal in a vertical control channel, the formation of a rocket roll signal, its modulation of a constant signal, and the conversion of the received control signal into a steering deviation.

Устройство, реализующее этот способ (Выстрел 3 УБК 10-3 с управляемым снарядом 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации 3 УБК 10-3.00.00.000 ТО. М.: Военное издательство, 1987, с.13-19), включает последовательно соединенные источник постоянного сигнала, усилитель, гирокоординатор и рулевой привод (РП), а также инвертор между выходом усилителя и вторым входом гирокоординатора.A device that implements this method (Shot 3 UBK 10-3 with a guided projectile 9M117. Technical description and instruction manual 3 UBK 10-3.00.00.000 TO. M .: Military publishing house, 1987, p.13-19), includes serially connected a constant signal source, an amplifier, a gyrocoordinator and a steering drive (RP), as well as an inverter between the output of the amplifier and the second input of the gyrocoordinator.

При этом гирокоординатор одновременно выполняет две функции: измерения угла крена и модуляции сигналом крена входного постоянного сигнала, компенсирующего кинематическое ускорение от действия силы тяжести.In this case, the gyrocoordinator simultaneously performs two functions: measuring the angle of heel and modulating the bank signal of the input constant signal, compensating for the kinematic acceleration from the action of gravity.

Наиболее близок к предлагаемому способ формирования команды управления вращающейся по углу крена ракетой (Патент RU №2131576, МПК F41G 7/00, 25.03.98), включающий формирование программно-временного сигнала, формирование сигнала крена ракеты, модуляцию им программно-временного сигнала и преобразование полученного сигнала управления в отклонение руля.Closest to the proposed method is the formation of a command to control a rocket rotating in an angle of roll (Patent RU No. 2131576, IPC F41G 7/00, 03/25/98), which includes generating a program-time signal, generating a roll signal of a rocket, modulating it with a program-time signal and converting received control signal in steering deviation.

Устройство, реализующее этот способ (Патент RU №2131576, МПК F41G 7/00, 25.03.98), содержит последовательно соединенные источник программно-временного сигнала (ИПВС) и модулятор, а также измеритель угла крена (ИУК), выход которого соединен со вторым входом модулятора, и РП.A device that implements this method (Patent RU No. 2131576, IPC F41G 7/00, 25.03.98), contains a series-connected source of program-time signal (IPVS) and a modulator, as well as a roll angle meter (IAA), the output of which is connected to the second modulator input, and RP.

В соответствии с известным способом и реализующим его устройством осуществляется формирование программно-временного сигнала, необходимого для компенсации динамической ошибки от действия силы тяжести, и модуляция его сигналом крена. В результате модуляции сигнал управления формируется в связанной с вращающейся ракетой системе координат, благодаря чему указанная команда компенсации действует в вертикальной плоскости. Этот сигнал поступает на РП, отклоняющий руль ракеты.In accordance with the known method and the device implementing it, a program-time signal is generated, which is necessary to compensate for the dynamic error from the action of gravity, and is modulated by a roll signal. As a result of modulation, a control signal is generated in a coordinate system associated with a rotating missile, so that the specified compensation command acts in a vertical plane. This signal is fed to the RP deflecting the rudder of the rocket.

Недостатком известных способов является невозможность правильного формирования команды управления до момента появления сигнала крена.A disadvantage of the known methods is the inability to correctly form a control command until the roll signal appears.

Так, во многих СН, где измерителем угла крена ракеты является гироскопический датчик, измерение угла крена производится дискретно, вследствие чего сигнал крена до определенного момента времени не соответствует истинному.So, in many SNs, where the rocket roll angle meter is a gyroscopic sensor, the roll angle measurement is discrete, as a result of which the roll signal does not correspond to the true one until a certain point in time.

Например, при появлении истинных отсчетов по крену 4 раза за период вращения ракеты (Патент RU №2283466, МПК F41G 7/00, F42B 15/01, H03K 4/00 (2006.01), 29.03.2005) сигнал крена в процессе полета ракеты может быть правильно сформирован только после получения двух измеренных значений (истинных отсчетов), т.е. не ранее, чем через четверть периода вращения ракеты (максимум через половину периода).For example, if true roll readings occur 4 times during the period of rocket rotation (Patent RU No. 2283466, IPC F41G 7/00, F42B 15/01, H03K 4/00 (2006.01), 03/29/2005) the roll signal during the flight of the rocket may be correctly formed only after receiving two measured values (true samples), i.e. not earlier than after a quarter of the period of rotation of the rocket (maximum after half the period).

Существуют также командные СН безгироскопных ракет семейства «Метис» (В.Дудка, Ю.Парфенов, М.Пальцев. Для атаки и обороны. «Военный парад», 2001, №3, с.68-72), в которых формирование сигнала крена осуществляется благодаря эксцентрично смещенному источнику излучения (трассеру), установленному на конце консоли стабилизатора ракеты. Пеленгатор в составе пусковой установки принимает это излучение, из которого вырабатывается координата источника, характеризующая поступательное движение центра масс ракеты и ее вращение по углу крена (Морозов В.И. Динамические свойства датчика быстрых угловых перемещений источника излучения. «Датчики и системы», 2001, №3, с.18-21).There are also command SN of gyro-free missiles of the Metis family (V. Dudka, Yu. Parfenov, M. Paltsev. For attack and defense. Military Parade, 2001, No. 3, p. 68-72), in which the formation of a roll signal carried out thanks to an eccentrically shifted radiation source (tracer) mounted on the end of the rocket stabilizer console. The direction finder as part of the launcher receives this radiation, from which the source coordinate is generated, which characterizes the translational motion of the center of mass of the rocket and its rotation along the roll angle (V. Morozov. Dynamic properties of the sensor of fast angular displacements of the radiation source. "Sensors and Systems", 2001, No. 3, p. 18-21).

В такой системе наведения время появления истинного (правильного) сигнала крена складывается из времени встреливания ракеты в поле зрения пеленгатора и времени окончания переходных процессов фильтров, производящих выделение сигнала крена из сигнала координат источника излучения. Это суммарное время составляет приблизительно половину первого периода вращения ракеты.In such a guidance system, the time of the appearance of the true (correct) roll signal is the sum of the time the rocket shoots in the direction of the direction finder and the end time of the transients of the filters that extract the roll signal from the coordinate signal of the radiation source. This total time is approximately half the first period of rocket rotation.

Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности наведения одноканальной вращающейся по углу крена ракеты посредством ее ориентирования перед стартом по углу крена и формирования команды управления от момента старта ракеты до момента появления сигнала крена, исходя из априорно известного до пуска изменения положения ракеты по углу крена в течение этого промежутка времени.The objective of the proposed group of inventions is to increase the accuracy of guidance of a single-channel rocket rotating in roll angle by orienting it before starting in roll angle and forming a control command from the moment the rocket starts until the roll signal appears, based on a priori prior to the start of the change in rocket position in roll angle during this period of time.

Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом формирования команды управления одноканальной вращающейся по углу крена ракетой, включающим формирование программно-временного сигнала, формирование сигнала крена ракеты, модуляцию им программно-временного сигнала и преобразование полученного сигнала управления в отклонение руля, в предлагаемом способе ракету ориентируют перед стартом по углу крена, фиксируют момент появления сигнала крена, а от момента старта ракеты до момента фиксации формируют сигнал управления соответствующим программно-временному сигналу и предварительно прогнозируемому сигналу крена.The problem is solved due to the fact that, in comparison with the known method of forming a command for controlling a single-channel rocket rotating in roll angle, including generating a program-time signal, generating a rocket roll signal, modulating it with a program-time signal and converting the received control signal into a steering deviation, in the proposed method, the missile is oriented before the start according to the angle of heel, the moment of occurrence of the heel signal is recorded, and from the moment the rocket starts to the moment of fixation, the signal is generated l control the corresponding program-time signal and the previously predicted roll signal.

Устройство формирования команды управления одноканальной вращающейся по углу крена ракетой, реализующее этот способ по первому варианту, по сравнению с известным устройством, содержащим последовательно соединенные ИПВС и модулятор (М), а также ИУК, выход которого соединен со вторым входом М, и РП, снабжено последовательно соединенными источником программного релейного сигнала (ИПРС) и логическим устройством (ЛУ), второй вход которого соединен с выходом М, а выход - со входом РП.A device for generating a command for controlling a single-channel rocket rotating in roll angle, which implements this method according to the first embodiment, is compared with a known device containing IPACs and a modulator (M) connected in series, as well as an IAA whose output is connected to the second input M and RP sequentially connected to the source of the software relay signal (IPRS) and the logical device (LU), the second input of which is connected to the output M, and the output to the input of the RP.

Устройство формирования команды управления одноканальной вращающейся по углу крена ракетой, реализующее этот способ по второму варианту, по сравнению с известным устройством, содержащим последовательно соединенные ИПВС и М, а также ИУК, выход которого соединен со вторым входом М, и РП, снабжено последовательно соединенными ИПРС и ЛУ, второй вход которого соединен с выходом М, а выход - со входом РП, а также счетчиком импульсов, вход которого соединен с выходом ИУК, а выход - с третьим входом ЛУ.A device for generating a command for controlling a single-channel roll-over-roll rocket that implements this method according to the second embodiment, in comparison with the known device containing IPVS and M connected in series, as well as IAA, the output of which is connected to the second input M, and RP equipped with IPRS connected in series and LU, the second input of which is connected to the output of M, and the output - with the input of the RP, as well as a pulse counter, whose input is connected to the output of the IAA, and the output - with the third input of the LU.

Сущность предлагаемой группы изобретений заключается в следующем. Перед стартом ракету ориентируют по углу крена. Например, ракету контейнерного запуска устанавливают в строго определенном положении плоскости ее рулей относительно контейнерного разъема, жестко связанного с пусковой установкой, ориентированной, в свою очередь, относительно линии горизонта. В течение 0,25-0,5 первого периода вращения по углу крена (т.е. за малый промежуток времени) ракета не имеет большого разброса по этому углу относительно расчетного значения. Априорная информация об изменении угла крена позволяет сформировать сигнал управления соответствующим программно-временному сигналу и предварительно прогнозируемому сигналу крена (т.е. с учетом положения плоскости рулей).The essence of the proposed group of inventions is as follows. Before starting, the rocket is oriented in a roll angle. For example, a container launch rocket is installed in a strictly defined position of the plane of its rudders relative to the container connector, rigidly connected to the launcher, oriented, in turn, relative to the horizon line. During 0.25-0.5 of the first rotation period in roll angle (i.e., for a short period of time) the rocket does not have a large spread in this angle relative to the calculated value. A priori information about a change in the angle of heel allows you to generate a control signal corresponding to the program-time signal and a previously predicted heel signal (i.e., taking into account the position of the rudder plane).

Согласно прототипу программно-временной сигнал формирует команду компенсации динамической ошибки от действия силы тяжести, отклоняющую руль вверх. Для ракет с низкой начальной скоростью эта команда, как правило, максимальная (близкая к максимальной) с целью исключения (или минимизации) отклонений ниже линии визирования. До момента появления правильного сигнала крена (при отсутствии каких-либо специальных мер) формируется ложная команда управления, которая, в частности, может отклонять руль вниз, что приведет к отклонению ракеты вниз вплоть до соприкосновения с подстилающей поверхностью.According to the prototype, the program-time signal generates a dynamic error compensation command from the action of gravity, deflecting the steering wheel up. For missiles with a low initial velocity, this command is usually maximum (close to maximum) in order to eliminate (or minimize) deviations below the line of sight. Until the correct roll signal appears (in the absence of any special measures), a false control command is formed, which, in particular, can deflect the steering wheel down, which will lead the rocket to deviate down to the point of contact with the underlying surface.

Согласно предлагаемой группе изобретений от момента старта ракеты до момента появления сигнала крена сигнал управления формируют соответствующим программно-временному сигналу и предварительно прогнозируемому сигналу крена, что обеспечивает отклонение руля преимущественно вверх.According to the proposed group of inventions, from the moment the rocket starts to the moment the roll signal appears, the control signal is generated by the corresponding program-time signal and the previously predicted roll signal, which ensures the rudder deviation mainly upwards.

Предлагаемая группа изобретений поясняется следующим графическим материалом, представленным на фиг.1-4.The proposed group of inventions is illustrated by the following graphic material shown in figures 1-4.

Структурная схема первого варианта предлагаемого устройства формирования команды управления ракетой приведена на фиг.1, где 1 - ИПВС, 2 - М, 3 - ИУК, 4 - ЛУ, 5 - ИПРС, 6 - РП.The structural diagram of the first variant of the proposed device for forming a rocket command is shown in figure 1, where 1 - IPVS, 2 - M, 3 - IAA, 4 - LU, 5 - IPRS, 6 - RP.

Структурная схема второго варианта предлагаемого устройства формирования команды управления ракетой приведена на фиг.2, где 1 - ИПВС, 2 - М, 3 - ИУК, 4 - ЛУ, 5 - ИПРС, 6 - РП, 7 - СИ.The structural diagram of the second variant of the proposed device for forming a rocket command is shown in figure 2, where 1 - IPVS, 2 - M, 3 - IAA, 4 - LU, 5 - IPRS, 6 - RP, 7 - SI.

На фиг.3, 4 представлены возможные варианты вида типового сигнала с выхода ИПРС 5.Figure 3, 4 presents possible variants of the type of a typical signal from the output of the IPRS 5.

Первый вариант устройства (фиг.1) работает следующим образом.The first embodiment of the device (figure 1) works as follows.

ИПВС 1 вырабатывает в течение времени полета t сигнал U(t) по расчетной программе для компенсации динамической ошибки.IPVS 1 generates during the flight time t the signal U (t) according to the calculation program to compensate for the dynamic error.

Этот сигнал поступает на первый вход М 2, а на его второй вход приходит периодический сигнал частотой вращения ракеты по углу крена γ с выхода ИУК 3. М 2 осуществляет преобразование программного сигнала U(t) (модуляцию) в сигнал U_м(t) в связанной с ракетой вращающейся по углу крена системе координат. ЛУ 4, на первый вход которого поступает сигнал V_пр(t) с выхода ИПРС 5, а на второй вход - сигнал U_м(t) с выхода М 2, формирует сигнал V вида:This signal is supplied to the first input M 2, and to its second input a periodic signal is received by the rocket speed along the roll angle γ from the output of IAA 3. M 2 converts the program signal U (t) (modulation) into a signal U _m (t) to a coordinate system associated with a rocket rotating in roll angle. Linac 4, a first input of which receives the signal V _pr (t) output from the IPRS 5, and the second input - the signal U _m (t) from the output of M 2 generates a signal of the form V:

где t_н - момент появления сигнала крена, определяемый расчетом и зафиксированный в ЛУ до пуска.where t _n - the moment of occurrence of the roll signal, determined by calculation and recorded in the control gear before launch.

Второй вариант предлагаемого устройства (фиг.2) работает аналогично первому в части формирования и передачи сигналов между блоками ИПВС 1, М 2 и ИУК 3. Сигнал с выхода СИ 7, формируемый согласно зависимости:The second variant of the proposed device (figure 2) works similarly to the first in terms of the formation and transmission of signals between blocks IPVS 1, M 2 and IAA 3. The signal from the output of SI 7, formed according to the dependence:

;

где n - число импульсов дискретного ИУК 3 (Патент RU №2283466, МПК F41G 7/00, F42B 15/01, H03K 4/00 (2006.01), 29.03.2005), поступает на третий вход ЛУ 4. Выходной сигнал ЛУ 4 с тремя входами имеет вид:where n is the number of pulses of the discrete IAA 3 (Patent RU No. 2283466, IPC F41G 7/00, F42B 15/01, H03K 4/00 (2006.01), 03/29/2005), arrives at the third input of the LA 4. The output signal of the LA 4 s three inputs has the form:

,

т.е. во втором варианте устройства, в отличие от первого, управление работой РП программным сигналом V_пр(t) происходит до момента появления второго импульса с выхода ИУК 3, определяющего момент фиксации появления сигнала крена.those. in the second version of the device, in contrast to the first, the operation of the RP is controlled by the program signal V _pr (t) until the second pulse appears from the output of IAA 3, which determines the moment of fixing the occurrence of the roll signal.

Программный сигнал V_пр(t) для простоты реализации задается релейным двухпозиционным, причем уровни этого сигнала устанавливают соответствующими максимальному отклонению руля (его положению на упоре), что целесообразно при применении в ракете как релейного, так и пропорционального или автоколебательного РП.For simplicity of implementation, the program signal V _CR (t) is set by a two-position relay, and the levels of this signal are set to correspond to the maximum steering deviation (its position on the stop), which is advisable when using a relay, as well as proportional or self-oscillating RP.

В наиболее простом случае, когда с момента старта ракеты до момента фиксации t_н руль в одноканальной ракете создает управляющий момент в вертикальной плоскости, программный сигнал V_пр(t) формируют в виде одного постоянного уровня, соответствующего максимальному отклонению руля вверх. На фиг.3 представлен такой случай, где угловая скорость изменения угла γ(t) крена условно принята постоянной. Показано, что в течение четверти оборота по крену руль постоянно отклонен вверх, причем угол γ(t)=0 соответствует горизонтальному положению руля, в котором вектор управляющего момента направлен строго вверх.In the simplest case, when the missile from the start until the locking wheel t _n in single rocket produces a control point in the vertical plane V program signal _pr (t) is formed as a single constant level corresponding to the maximum steering deflection upwards. Figure 3 presents such a case where the angular rate of change of the angle γ (t) of the roll conditionally taken constant. It is shown that during a quarter of a roll along the roll, the steering wheel is constantly tilted upward, and the angle γ (t) = 0 corresponds to the horizontal position of the steering wheel, in which the control torque vector is directed strictly upward.

Сигнал V_пр(t) может иметь более сложный вид с несколькими переключениями уровней (фиг.4), обеспечивая при этом формирование сигнала управления, создающего максимальную (или близкую к максимальной) команду вверх в вертикальной плоскости (в диапазоне углов - 45°<γ(t)<45°) и близкую к нулевой команду в горизонтальной плоскости (в диапазоне углов -45°>γ(t) и 45°<γ(t)<135°).The signal V _CR (t) may have a more complex form with several switching levels (figure 4), while ensuring the formation of a control signal that creates the maximum (or close to maximum) command up in the vertical plane (in the range of angles - 45 ° <γ (t) <45 °) and close to zero command in the horizontal plane (in the range of angles -45 °> γ (t) and 45 ° <γ (t) <135 °).

Вид программного сигнала V_пр(t), реализуемого в ИПРС 5, определяется априорно на основе расчетной зависимости текущего значения угла крена ракеты γ(t), по которой устанавливаются требуемые моменты переключения сигнала V_пр(t).Type V program signal _pr (t), implemented in the IPRS 5, determined a priori based on the estimated current value depending missile roll angle γ (t), which are set by the desired signal switching points V _pr (t).

Сигнал V с выхода ЛУ 4 представляет собой команду управления РП 6, который преобразует ее в соответствующее отклонение руля. При этом в промежуток времени от момента старта ракеты до момента фиксации появления сигнала крена релейный сигнал управления в представленных примерах реализации предлагаемого способа обеспечивает максимальное отклонение руля вверх, а после этого момента сигнал управления формируется согласно известному способу.The signal V from the output of the LU 4 is a control command RP 6, which converts it into the corresponding deviation of the steering wheel. Moreover, in the period from the moment the rocket starts to the moment the roll signal is detected, the relay control signal in the presented examples of the proposed method provides the maximum steering upward deviation, and after that the control signal is generated according to the known method.

В качестве ИПВС, М, ИУК, РП могут быть использованы блоки, представленные в ближайшем аналоге.As IPVS, M, IAA, RP can be used blocks presented in the closest analogue.

В качестве ЛУ, ИПРС могут быть использованы схемы, представленные в книге Тетельбаум И.М., Шнейдер Ю.Р. 400 схем для ABM. М.: Энергия, 1978, с.123.As LU, IPRS, the schemes presented in the book Tetelbaum I.M., Schneider Yu.R. 400 circuits for ABM. M .: Energy, 1978, p.123.

В качестве СИ может быть использована схема, представленная в патент RU №2283466, МПК F41G 7/00, F42B 15/01, Н03К 4/00 (2006.01), 29.03.2005.As a SI, the scheme presented in RU RU No. 2283466, IPC F41G 7/00, F42B 15/01, Н03К 4/00 (2006.01), March 29, 2005, can be used.

ЛУ, ИПРС, СИ могут быть также реализованы на программном уровне с помощью микропроцессорных структур, например на микропроцессоре типа 1830 BE 31.LU, IPRS, SI can also be implemented at the program level using microprocessor structures, for example, on a microprocessor type 1830 BE 31.

Таким образом, предлагаемые способ и варианты устройства позволяют повысить точность наведения вращающихся по крену ракет за счет их ориентации перед стартом по углу крена и формирования на начальном участке наведения команды, отклоняющей руль вверх на основе априорной информации об изменении угла крена ракеты, с целью исключения (или минимизации) отклонений ниже линии визирования во избежание соприкосновения с подстилающей поверхностью. Предлагаемая совокупность технических решений может быть также использована для компенсации динамических ошибок в горизонтальной плоскости, например, от действия бокового ветра и вращения линии визирования.Thus, the proposed method and device options allow to increase the accuracy of guidance of the rockets rotating along the roll due to their orientation before the start according to the roll angle and the formation of a command at the initial guidance section that deflects the rudder up based on a priori information about the change in the angle of the rocket’s roll to exclude ( or minimize) deviations below the line of sight to avoid contact with the underlying surface. The proposed set of technical solutions can also be used to compensate for dynamic errors in the horizontal plane, for example, from the action of a crosswind and rotation of the line of sight.

Claims

1. A method of generating a command for controlling a single-channel rocket rotating in roll angle, including generating a program-time signal, generating a rocket roll signal, modulating it with a program-time signal and converting the received control signal to a steering deviation, characterized in that the rocket is oriented in angle before starting roll, record the moment of occurrence of the roll signal, and from the moment the rocket starts to the moment of fixation, the control signal is generated corresponding to the program-time signal and precede predicted no signal roll.

2. A device for generating a control command for a single-channel rocket rotating in roll angle, containing a time-programmed signal source and a modulator, as well as a roll angle meter, the output of which is connected to the second input of the modulator, and a steering gear, characterized in that it is equipped with series-connected software relay signal source and logic device, the second input of which is connected to the output of the modulator, and the output to the input of the steering gear.

3. A device for generating a command for controlling a single-channel rocket rotating in roll angle, comprising a time-programmed signal source and a modulator, as well as a roll angle meter, the output of which is connected to the second input of the modulator, and a steering gear, characterized in that it is equipped with series-connected software relay signal source and logic device, the second input of which is connected to the output of the modulator, and the output to the input of the steering gear, as well as a pulse counter, in the course of which is connected to the output of the roll angle meter, and the output to the third input of the logic device.