RU2475428C1 - Способ управления угловым движением ракеты космического назначения - Google Patents

Способ управления угловым движением ракеты космического назначения Download PDF

Info

Publication number
RU2475428C1
RU2475428C1 RU2011131724/11A RU2011131724A RU2475428C1 RU 2475428 C1 RU2475428 C1 RU 2475428C1 RU 2011131724/11 A RU2011131724/11 A RU 2011131724/11A RU 2011131724 A RU2011131724 A RU 2011131724A RU 2475428 C1 RU2475428 C1 RU 2475428C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
chambers
com
create
planes
max
Prior art date
Application number
RU2011131724/11A
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Шоломович Альтшулер
Владимир Анатольевич Лобанов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева"
Priority to RU2011131724/11A priority Critical patent/RU2475428C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2475428C1 publication Critical patent/RU2475428C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к управлению движением изделий ракетно-космической техники. Способ осуществляется отклонением установленных по крестообразной схеме камер сгорания, расположенных в плоскостях стабилизации I, II, III и IV. При этом вырабатывают командные сигналы
Figure 00000042
,
Figure 00000043
,
Figure 00000044
по тангажу, рысканию и вращению соответственно, а также - управляющие сигналы δ1, δ2, δ3, δ4 отклонения указанных камер сгорания. Для создания момента тангажа поворачивают камеры, расположенные в полуплоскостях II и IV, для создания момента рыскания - камеры в полуплоскостях I и III, для создания момента вращения - камеры, создающие момент в плоскости чертежа на фиг.1. Результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируется как алгебраическая сумма углов
Figure 00000042
,
Figure 00000043
,
Figure 00000044
. В случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δi (i=1, 2, 3, 4) своего максимально допустимого значения δmax производят перераспределение сигналов между камерами по закону:
Figure 00000045
;
Figure 00000046
; j≠i, где знак «+» используется, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если эти камеры противоположны. Техническим результатом изобретения является улучшение характеристик устойчивости и управляемости ракеты в ее угловом движении за счет более полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и крена. 3 ил.

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам космического назначения (РКН).
В ракетной технике известны способы управления угловым движением ракет космического назначения, основанные на использовании газодинамических органов управления (поворотных маршевых и рулевых двигателей, газоструйных рулей и др.), а также аэродинамических органов управления и органов управления положением центра масс ([1], стр.65-75).
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является выбранный в качестве прототипа способ управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающийся в выработке трех командных сигналов
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ1, δ2, δ3, δ4 на отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируется как алгебраическая сумма углов
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
([1], стр.67, 70).
Недостатком известного способа является то обстоятельство, что при превышении абсолютной величиной управляющего сигнала |δi| своего максимально допустимого значения δmax (т.е. при выходе сигнала δi «на упор» δmax или -δmax) командные сигналы
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
реализуются с ошибками, что ухудшает характеристики устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении. При этом возможности двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения используются не полностью.
Задачей предложенного изобретения является разработка способа управления угловым движением РКН, обеспечивающего повышение точности реализации командных сигналов
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
при превышении абсолютной величиной одного из управляющих сигналов |δi| своего максимально допустимого значения δmax (т.е. при выходе сигнала δi «на упор» δmax или -δmax).
Техническим результатом предлагаемого изобретения является улучшение характеристик устойчивости и управляемости ракеты в угловом движении за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов в каналах тангажа, рыскания и вращения.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающемся в выработке трех командных сигналов
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ1, δ2, δ3, δ4 на отклонение камер сгорания двигателя, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания, в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируют как алгебраическую сумму углов
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
, в соответствии с изобретением в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δi своего максимально допустимого значения δmax производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону:
Figure 00000004
;
Figure 00000005
; j≠i,
где знак «+» используют, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны.
Сущность предлагаемого изобретения иллюстрируется чертежами.
Фиг.1 - Схема расположения камер двигателя.
Фиг.2 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой σ=0° и σ*=0°.
Фиг.3 - Области реализуемых углов отклонения обобщенных органов управления с ошибкой σ<0,5° и σ*<0,5°.
На фиг.1 показано расположение по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерного двигателя. Предполагается, что камеры могут отклоняться от нейтрального положения в обе стороны в тангенциальном направлении, причем абсолютная величина отклонения каждой камеры не может превосходить максимального значения δmax. На фиг.1 указаны также принятые в данном изобретении положительные направления отклонения камер.
Для создания момента тангажа (момента относительно связанной оси OZ) необходимо отклонять камеры, установленные в полуплоскостях II и IV. При отклонении этих камер на углы δ2 и δ4 соответственно на РКН подействует момент тангажа относительно центра масс (ЦМ) РКН MZ=Pl(sinδ2-sinδ4), где Р - сила тяги, создаваемая одной камерой, l - расстояние от ЦМ РКН до плоскости, проходящей через центры качания камер. Углы отклонения камер обычно малы, поэтому MZ≈Pl(δ2-δ4). Для создания этого же момента потребуется отклонение двух камер на одинаковый угол δϑ: MZ=2Plδϑ. Следовательно, выражение для угла отклонения обобщенного органа управления в канале тангажа имеет вид
Figure 00000006
.
Аналогично можно получить формулы для углов отклонения обобщенных органов управления в каналах рыскания и вращения:
Figure 00000007
Figure 00000008
В способе-прототипе система управления вырабатывает командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
. В идеале фактические углы отклонения обобщенных органов должны совпасть с командными:
Figure 00000009
Для этого в способе-прототипе управляющие сигналы на отклонение камер сгорания формируются как алгебраические суммы углов
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
, т.е. суммы, в которые слагаемые могут входить со знаками «+» или «-». Учитывая, что камеры расположены симметрично относительно плоскостей симметрии и продольной оси РКН и, кроме того, что камеры, расположенные в плоскости I-III, не создают при своем отклонении момента тангажа, а камеры, расположенные в плоскости II-IV, не создают при своем отклонении момента рыскания, получим, что указанные алгебраические суммы имеют вид
Figure 00000010
Если абсолютная величина отклонения ни одной из камер не превосходит максимального значения δmax, то при использовании алгебраических сумм (5) условия (4) точно выполняются, т.е. способ-прототип обеспечивает точную реализацию командных сигналов
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
. Однако, если хотя бы один из управляющих сигналов δi выходит «на упор» δmax или -δmax, точность реализации командных сигналов нарушается. Приведем численный пример. Предположим, что командные сигналы на отклонение обобщенных органов управления равны
Figure 00000011
;
Figure 00000012
Figure 00000013
, а максимальное значение абсолютной величины угла отклонения камеры составляет δmax=4°. По формулам (5) определим необходимые углы отклонения камер: δ1=1°; δ2=-0,9°; δ3=3°; δ4=4,9°. Однако из-за наличия ограничения на максимальный угол отклонения камеры фактический угол отклонения камеры, расположенной в IV полуплоскости, составит не 4,9°, а 4°. При этом, как это следует из формул (1)-(3), реализованные углы обобщенных органов управления составят: δϑ=2,45°; δΨ=1°; δφ=1,775°. Ошибка в реализации командного сигнала тангажа составляет 0,45°, ошибка реализации командного сигнала вращения 0,225°.
В соответствии с данным изобретением в случае в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δi своего максимально допустимого значения δmax производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону
Figure 00000014
где знак «+» используется, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны. Например, если |δ4|>δmax, т.е. i=4, то управляющие сигналы перераспределяются следующим образом:
Figure 00000015
;
Figure 00000016
;
Figure 00000017
;
Figure 00000018
.
При этом если
Figure 00000019
, i=1, 2, 3, то точно реализуются все 3 командных угла на отклонение обобщенных органов управления в каналах тангажа, рыскания и вращения:
Figure 00000020
Figure 00000021
Figure 00000022
.
В частности, в рассмотренном выше примере
Figure 00000011
;
Figure 00000023
Figure 00000013
, δ1=1°; δ2=-0,9°; δ3=3°; δ4=4,9°. Угол δ4 превысил максимально допустимое значение δmax=4°. После перераспределения управляющих сигналов получим
Figure 00000024
;
Figure 00000025
;
Figure 00000026
;
Figure 00000027
. При этом
Figure 00000028
;
Figure 00000029
;
Figure 00000030
, т.е. командные сигналы на обобщенные органы управления реализовались точно.
Если после перераспределения управляющих сигналов (δi в
Figure 00000031
) условия
Figure 00000032
выполняются не всех значении i, то командные сигналы
Figure 00000001
,
Figure 00000002
,
Figure 00000003
реализуются с ошибками, суммарную величину которых можно оценить выражением
Figure 00000033
. В идеале при точной реализации σ*=0. Расчеты показали, что при использовании предлагаемого в изобретении способа управления ошибка реализации σ∗ меньше или равна, чем соответствующая ошибка σ, реализуемая способом-прототипом. Это утверждение иллюстрируется фиг.2 и фиг.3, на которых в плоскости командных сигналов
Figure 00000002
,
Figure 00000034
(командный сигнал
Figure 00000003
фиксирован и для примера равен 2°) показаны области командных сигналов, которые реализуются с ошибкой 0 (фиг.2) и с ошибкой не более 0,5°, как при использовании способа-прототипа (область обозначена точками), так и при использовании предлагаемого способа (дополнительная к возможностям прототипа область обозначена штриховкой). Из сравнения этих областей видно, что предлагаемый способ позволяет повысить точность отработки командных сигналов и тем самым улучшает характеристики устойчивости и управляемости движения РКН за счет полного использования возможностей двигательной установки по реализации требуемых управляющих моментов.
Источники информации
1. Г.Н.Разоренов, Э.А.Бахрамов, Ю.Ф. Титов. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями). М.: Машиностроение, 2003 г.

Claims (1)

  1. Способ управления угловым движением ракеты космического назначения с помощью отклонения установленных по крестообразной схеме камер сгорания четырехкамерной двигательной установки, заключающийся в выработке трех командных сигналов
    Figure 00000035
    ,
    Figure 00000036
    ,
    Figure 00000037
    - по тангажу, рысканию и вращению соответственно, в выработке четырех управляющих сигналов δ1, δ2, δ3, δ4 на отклонение камер сгорания двигательной установки, расположенных в полуплоскостях I, II, III и IV соответственно, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях II и IV, для создания момента тангажа, в повороте камер, расположенных в полуплоскостях I и III, для создания момента рыскания и в повороте камер сгорания для создания момента вращения, причем результирующий угол отклонения каждой камеры сгорания формируют как алгебраическую сумму углов
    Figure 00000035
    ,
    Figure 00000038
    ,
    Figure 00000039
    , отличающийся тем, что в случае превышения абсолютной величиной одного из управляющих сигналов δi своего максимально-допустимого значения δmax производят перераспределение управляющих сигналов между камерами по следующему закону
    Figure 00000040
    ;
    Figure 00000041
    ; j≠i,
    где знак «+» используют, если j-я и i-я камеры являются смежными, а знак «-» - если j-я и i-я камеры противоположны.
RU2011131724/11A 2011-07-29 2011-07-29 Способ управления угловым движением ракеты космического назначения RU2475428C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011131724/11A RU2475428C1 (ru) 2011-07-29 2011-07-29 Способ управления угловым движением ракеты космического назначения

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011131724/11A RU2475428C1 (ru) 2011-07-29 2011-07-29 Способ управления угловым движением ракеты космического назначения

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2475428C1 true RU2475428C1 (ru) 2013-02-20

Family

ID=49120939

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011131724/11A RU2475428C1 (ru) 2011-07-29 2011-07-29 Способ управления угловым движением ракеты космического назначения

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2475428C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2622427C2 (ru) * 2015-07-06 2017-06-19 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Способ управления угловым движением ракеты космического назначения

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09240599A (ja) * 1996-03-11 1997-09-16 Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> エンジンの推力調整によるロケットの制御方法
RU2156874C1 (ru) * 1999-06-09 2000-09-27 Бахмутов Аркадий Алексеевич Управляемый многокамерный ракетный аппарат на жидком топливе
RU2239585C1 (ru) * 2003-02-21 2004-11-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Средство выведения аппаратов космического назначения
US6948307B2 (en) * 2002-07-04 2005-09-27 Snecma Propulsion Solide Rocket engine nozzle that is steerable by means of a moving diverging portion on a cardan mount
KR20060030944A (ko) * 2004-10-07 2006-04-12 한국항공우주연구원 발사체의 고체모터 가동노즐 추력벡터제어용구동장치시스템의 보상제어방법 및 그 보상제어회로부
US20090314895A1 (en) * 2008-06-24 2009-12-24 Snecma Device for damping the lateral forces due to jet separation acting on a rocket engine nozzle
US20100192539A1 (en) * 2006-03-02 2010-08-05 Alliant Techsystems Inc. Methods of controlling thrust in a rocket motor

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09240599A (ja) * 1996-03-11 1997-09-16 Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> エンジンの推力調整によるロケットの制御方法
RU2156874C1 (ru) * 1999-06-09 2000-09-27 Бахмутов Аркадий Алексеевич Управляемый многокамерный ракетный аппарат на жидком топливе
US6948307B2 (en) * 2002-07-04 2005-09-27 Snecma Propulsion Solide Rocket engine nozzle that is steerable by means of a moving diverging portion on a cardan mount
RU2239585C1 (ru) * 2003-02-21 2004-11-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Средство выведения аппаратов космического назначения
KR20060030944A (ko) * 2004-10-07 2006-04-12 한국항공우주연구원 발사체의 고체모터 가동노즐 추력벡터제어용구동장치시스템의 보상제어방법 및 그 보상제어회로부
US20100192539A1 (en) * 2006-03-02 2010-08-05 Alliant Techsystems Inc. Methods of controlling thrust in a rocket motor
US20090314895A1 (en) * 2008-06-24 2009-12-24 Snecma Device for damping the lateral forces due to jet separation acting on a rocket engine nozzle

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
РАЗОРЕНОВ Г.Н., БАХРАМОВ Э.А., ТИТОВ Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (баллистическими ракетами и их головными частями). - М.: Машиностроение, 2003, с.67, 70. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2622427C2 (ru) * 2015-07-06 2017-06-19 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Способ управления угловым движением ракеты космического назначения

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Lee et al. Guidance law to control impact time and angle
Perelman et al. Cooperative differential games strategies for active aircraft protection from a homing missile
EP2676026B1 (en) Propulsion and maneuvering system with axial thrusters and method for axial divert attitude and control
Prasanna et al. Retro-proportional-navigation: a new guidance law for interception of high speed targets
CN109596011B (zh) 滚转消旋稳定的鸭式布局导弹总体构架
EP2297544B1 (en) Integral thrust vector and roll control system
US9429105B2 (en) Rocket vehicle with integrated attitude control and thrust vectoring
Baranowski Equations of motion of a spin-stabilized projectile for flight stability testing
Yanfang et al. Linear quadratic differential game strategies with two-pursuit versus single-evader
RU2475428C1 (ru) Способ управления угловым движением ракеты космического назначения
US11353301B2 (en) Kinetic energy vehicle with attitude control system having paired thrusters
Solano-López et al. Strategies for high performance GNSS/IMU Guidance, Navigation and Control of Rocketry
Wernert et al. Wind tunnel tests and open-loop trajectory simulations for a 155 mm canards guided spin stabilized projectile
Ranjan et al. Three-stage proportional navigation for intercepting stationary targets with impact angle constraints
RU2629922C1 (ru) Способ двухканального управления ориентацией объектов с шестью степенями свободы пространственного движения
Ata et al. Analysis of 2D Impact Angle Control Laws in 3D Kinematics
RU2544447C1 (ru) Способ полета вращающейся ракеты
Baranov et al. Optimal low-thrust transfers between close near-circular coplanar orbits
Ratnoo et al. Collision-geometry-based pulsed guidance law for exoatmospheric interception
RU2481247C1 (ru) Способ выведения на орбиту ракеты космического назначения пакетной схемы на участке полета до отделения боковых блоков
Kadam Practical design of flight control systems for launch vehicles and missiles
US11473884B2 (en) Kinetic energy vehicle with three-thruster divert control system
RU2763622C1 (ru) Способ формирования команд управления на рулевой привод в канале крена системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата
Bolonkin Optimal trajectories of air and space vehicles
Varma et al. A Pitch Controlled Impact-Angle-Constrained Guidance Law for Surface-to-Surface Missiles

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180730

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20200304

PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20200727