RU2569046C1 - Method of combined guidance of small-sized missile with separable propulsion system and guidance system for its implementation - Google Patents
Method of combined guidance of small-sized missile with separable propulsion system and guidance system for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2569046C1 RU2569046C1 RU2014125764/28A RU2014125764A RU2569046C1 RU 2569046 C1 RU2569046 C1 RU 2569046C1 RU 2014125764/28 A RU2014125764/28 A RU 2014125764/28A RU 2014125764 A RU2014125764 A RU 2014125764A RU 2569046 C1 RU2569046 C1 RU 2569046C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- control
- missile
- sight
- target
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемая группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в комплексах вооружения телеуправляемых ракет.The proposed group of inventions relates to rocket technology and can be used in weapon systems of remote-controlled missiles.
Известен способ наведения ракеты, включающий запуск ракеты, разгон ракеты с помощью двигательной установки, определение отклонения ракеты от расчетной траектории полета, формирование команды управления, пропорциональной отклонению ракеты от расчетной траектории полета, и передачу команды управления на ракету для наведения на цель (А.А. Лебедев, В.А. Карабанов. Динамика систем управления беспилотными летательными аппаратами, М., Машиностроение, 1965 г., с. 327-330).A known missile guidance method, including launching a rocket, accelerating a rocket using a propulsion system, determining a rocket deviation from the calculated flight path, generating a control command proportional to the rocket deviation from the estimated flight path, and transmitting the control command to the rocket to aim at the target (A.A. Lebedev, VA Karabanov. Dynamics of control systems for unmanned aerial vehicles, M., Mechanical Engineering, 1965, S. 327-330).
Наведение ракеты на разгонном участке сопровождается дымообразованием от собственного стартового двигателя, что в случае использования системы теленаведения с визированием цели и (или) ракеты оптическими и оптико-электронными пеленгаторами на этапе управления, связанном с выводом ракеты на линию визирования цели (ЛВЦ), затрудняет слежение за целью, ослабляет сигналы по линии связи носитель-ракета, снижает помехоустойчивость оптико-электронной системы управления и может привести к срыву наведения ракеты.Aiming the rocket in the accelerating section is accompanied by smoke formation from its own starting engine, which in the case of using a tele-targeting system with sighting the target and / or the rocket with optical and optoelectronic direction finders at the control stage associated with the launch of the rocket to the target's sight line (LEC) makes tracking difficult for the purpose, weakens the signals along the carrier-rocket communication line, reduces the noise immunity of the optoelectronic control system and can lead to a missile guidance failure.
Для повышения характеристик ракетного комплекса: увеличения дальности стрельбы, уменьшения полетного времени ракеты, нужно повышать скорость ракеты, а для этого необходимо увеличивать заряд стартового двигателя, что влечет за собой увеличение дымообразования и ухудшение помехоустойчивости системы управления.To improve the characteristics of the missile system: increasing the firing range, reducing the flight time of the rocket, it is necessary to increase the speed of the rocket, and for this it is necessary to increase the charge of the starting engine, which entails an increase in smoke generation and a decrease in the noise immunity of the control system.
Известные способы наведения телеуправляемой ракеты, позволяющие повысить помехоустойчивость оптических линий связи (ОЛС) в условиях дымообразования собственного двигателя, основываются на разнесении в пространстве траектории активного участка полета ракеты и линии визирования цели.Known methods for pointing a telecontrolled missile, which can improve the noise immunity of optical communication lines (OLS) in the conditions of smoke generation of an engine, are based on the separation in space of the trajectory of the active section of the missile’s flight and the line of sight of the target.
Наиболее близким к предлагаемому способу является способ наведения телеуправляемой ракеты (патент РФ №2122700 от 27.11.1998 г. ), включающий формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели с последующим совмещением ракеты с линией визирования цели по программной траектории вывода, разгон ракеты с помощью двигателя, наведение ракеты в широком поле управления в соответствии с угловым положением источника теплового излучения на ракете относительно ЛВЦ, отделение двигателя ракеты при входе ее в узкое поле управления и наведение ракеты в узком поле управления в соответствии с угловым положением источника излучения ракеты.Closest to the proposed method is a method of pointing a remote-controlled missile (RF patent No. 2122700 dated 11/27/1998), including the formation of a wide and narrow control field, launching the rocket at an angle to the line of sight of the target, followed by aligning the rocket with the line of sight of the target along the programmed path output, acceleration of the rocket with the help of the engine, guidance of the rocket in a wide control field in accordance with the angular position of the heat radiation source on the rocket relative to the LC, separation of the rocket engine at its entrance th control field and missile guidance in a narrow control field in accordance with the angular position of the radiation source of the rocket.
В известном способе на первом этапе наведения ракеты, включающем захват ее на сопровождение и вывод на ЛВЦ, размер зоны пространства, в которой необходимо измерять координаты ракеты, определяется в основном рассеиванием ее траектории, углом запуска (угловым смещением траектории) относительно ЛВЦ для совершения противодымного маневра, мощностью источника излучения и чувствительностью приемного устройства. Угловые размеры этой области пространства, как правило, превосходят размеры луча пеленгации. Поэтому луч с приемником лучистой энергии от ракеты сканирует область пространства, в которой может находиться ракета, и эта область пространства образует широкое поле управления.In the known method, at the first stage of guiding the rocket, including capturing it for escort and withdrawing to the LEC, the size of the space zone in which it is necessary to measure the coordinates of the rocket is determined mainly by the dispersion of its trajectory, the launch angle (angular displacement of the trajectory) relative to the LCM to perform anti-smoke maneuver , the power of the radiation source and the sensitivity of the receiving device. The angular dimensions of this region of space, as a rule, exceed the dimensions of the direction finding beam. Therefore, a beam with a receiver of radiant energy from a rocket scans the region of space in which the rocket can be, and this region of space forms a wide control field.
На втором этапе наведения, связанном с точным совмещением ракеты с целью, разброс траектории ракеты относительно ЛВЦ уменьшается под воздействием предшествующего на первом этапе управления, поэтому уменьшается и необходимая область пространства для сканирования луча, которая и образует узкое поле управления. Кроме того, с ростом дальности до ракеты из-за падения разрешающей способности луча увеличиваются ошибки измерения координат. Поэтому угловой размер луча, используемого на этом этапе, уменьшают по отношению к ширине луча, используемого на первом этапе наведения.At the second stage of guidance associated with the precise alignment of the missile with the target, the spread of the trajectory of the missile relative to the LCV decreases under the influence of the previous control at the first stage, therefore, the required area of space for scanning the beam, which forms a narrow control field, also decreases. In addition, with an increase in the range to the rocket, due to a drop in the resolving power of the beam, coordinate measurement errors increase. Therefore, the angular size of the beam used in this step is reduced with respect to the width of the beam used in the first guidance step.
Известный способ наведения ракеты обладает недостатками, один из которых связан с тем, что в процессе совмещения ракеты с ЛВЦ на разгонном участке под действием команды управления, формируемой пропорционально отклонению ее от ЛВЦ, в условиях стрельбы при различных сочетаниях направлений движения ЛВЦ и скорости ветра возможно экранирование ЛВЦ дымовым шлейфом собственного двигателя за счет сноса дыма или набегания на него ЛВЦ. Вторым недостатком является то, что при положении ЛВЦ в приземном слое, что характерно для стрельбы противотанковых комплексов и зенитных комплексов малой дальности, имеющих, как правило, оптико-электронную систему управления, при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты возникает пыледымовое облако. Пыледымовое облако по своим угловым размерам может превышать угловое рассогласование между ракетой и ЛВЦ в наклонной (боковой) плоскости наведения вследствие их совмещения под воздействием управления ракетой, перемещения линии визирования подвижной цели и сноса пыледымового облака поперечным ветром и также может привести к экранированию оптической линии связи (ОЛС). В связи с этим известный способ теленаведения ракеты ограничен применением в комплексах вооружения, так как указанные факторы в условиях реальной стрельбы могут приводить к прерываниям ОЛС с целью, ракетой и, соответственно, к срыву наведения ракеты.The known method of guiding a rocket has drawbacks, one of which is that in the process of combining a rocket with an LCV in the accelerating section under the action of a control command formed in proportion to its deviation from the LCV, shielding is possible with different combinations of the direction of movement of the LCV and wind speed LCF with a smoke plume of its own engine due to the demolition of smoke or the onset of HCV on it. The second drawback is that when the LCF is in the surface layer, which is typical for firing anti-tank systems and short-range anti-aircraft systems, which have, as a rule, an optoelectronic control system, a dust cloud arises when the separated rocket booster engine lands. The dust cloud in its angular dimensions can exceed the angular mismatch between the rocket and the LCV in the inclined (lateral) guidance plane due to their alignment under the influence of rocket control, moving the line of sight of the moving target and the drift of the dust cloud by the transverse wind and can also lead to screening of the optical communication line ( OLS). In this regard, the known method of telecasting missiles is limited to use in weapons systems, since these factors in real shooting conditions can lead to interruptions of an OLS with a target, a missile, and, accordingly, to a missile guidance failure.
При запуске из контейнера на начальном участке скорость ракеты мала и воздушно-динамический рулевой привод не обладает достаточной эффективностью по созданию управляющих моментов для обеспечения противодымного маневра и последующего ввода ракеты в луч управления. Поэтому на начальном этапе целесообразно применить управление посредством блока газореактивных двигателей, установленного на стартовой ступени.When launching from a container in the initial section, the rocket speed is low and the air-dynamic steering gear does not have sufficient efficiency to create control moments to ensure anti-smoke maneuver and subsequent launch of the rocket into the control beam. Therefore, at the initial stage, it is advisable to apply control through a block of gas-jet engines installed on the starting stage.
Техническая реализация заявляемого способа комбинированного наведения ракеты с отделяемой ДУ приводится в предлагаемой системе комбинированного наведения.The technical implementation of the proposed method for combined guidance of a rocket with detachable remote control is provided in the proposed combined guidance system.
Известна система наведения, наиболее близкая по технической реализации к заявляемой, реализованная в комплексе "Кастет" (Выстрел ЗУБК10 с управляемым снарядом 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации ЗУБК 10.00.00.000 ТО, М., Военное издательство, 1987 г. [1]), которая включает в составе наземной аппаратуры управления прицел-прибор наведения, формирующий модулированный лазерный луч, поперечное сечение которого представляет собой поле управления снаряда, а в составе снаряда приемник излучения, блок аппаратуры электронной, гироскопический координатор с датчиком угла крена и два рулевых привода.A known guidance system that is closest in technical implementation to the claimed one, implemented in the Kastet complex (Shot ZUBK10 with a guided projectile 9M117. Technical description and instruction manual ZUBK 10.00.00.000 TO, M., Military Publishing House, 1987 [1] ), which includes, as part of the ground control equipment, a sight-pointing device that generates a modulated laser beam, the cross section of which is the projectile control field, and as part of the projectile, a radiation receiver, electronic, gyroscopic equipment unit cue coordinator with tow roll angle and two steering actuator.
На фиг. 1 приведена блок-схема системы наведения ближайшего аналога, в состав которой входят наземная аппаратура управления - пункт управления (1) с прицелом-прибором наведения ППН (2), а на снаряде (3) приемник излучения (4), аппаратура выделения координат АВК (5), первый и второй корректирующие фильтры КФ1 (6) и КФ2 (7), первый и второй инверторы И1 (8), И2 (9), датчик угла крена (10) (в составе блока аппаратуры электронной) и два рулевых привода РП1 (11) и РП2 (12).In FIG. Figure 1 shows a block diagram of the guidance system of the closest analogue, which includes ground-based control equipment - a control point (1) with a PPN guidance sight (2), and on a projectile (3) a radiation receiver (4), AVK coordinate allocation equipment ( 5), the first and second correction filters KF1 (6) and KF2 (7), the first and second inverters I1 (8), I2 (9), a roll angle sensor (10) (as part of the electronic equipment block) and two steering gears RP1 (11) and RP2 (12).
Оптический сигнал, поступающий в приемник излучения на снаряде, преобразуется в электрический, усиливается по мощности и поступает в блок аппаратуры электронной БАЭ, в котором осуществляется выделение постоянных составляющих напряжений, пропорциональных величинам отклонений ракеты от оси луча по каждому каналу управления. Корректирующие фильтры в БАЭ стабилизируют контур управления ракетой. С выходов корректирующих фильтров напряжения поступают на усилители, выходы которых подключены к двум входам датчика угла крена и через инверторы - к двум другим входам. Датчик угла крена преобразует сигналы управления из системы координат наземной аппаратуры управления в систему координат, связанную с вращающейся ракетой. Сигналы с выходов датчика угла крена поступают на входы двух рулевых приводов.The optical signal arriving at the radiation receiver on the projectile is converted into an electric signal, amplified by power, and fed to the electronic BAE hardware unit, in which the constant voltage components are proportional to the deviations of the rocket from the axis of the beam along each control channel. Corrective filters in the BAE stabilize the missile control loop. From the outputs of the corrective filter, the voltage goes to amplifiers, the outputs of which are connected to two inputs of the roll angle sensor and through inverters to two other inputs. The roll angle sensor converts control signals from the coordinate system of the ground control equipment into a coordinate system associated with a rotating missile. The signals from the outputs of the roll angle sensor are fed to the inputs of two steering gears.
Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение помехоустойчивости оптических линий визирования цели и ракеты за счет предотвращения перекрывания ОЛС "носитель - ракета", "носитель - цель" дымовым шлейфом от собственной разгонной двигательной установки ракеты, а также обеспечение уверенного ввода ракеты в луч.The objective of the proposed group of inventions is to increase the noise immunity of optical lines of sight of a target and a missile by preventing overlapping of the carrier-rocket, carrier-target OLS by a smoke plume from the rocket’s own accelerating propulsion system, as well as ensuring reliable rocket entry into the beam.
Задача решается за счет того, что в способе комбинированного наведения ракеты с отделяемой после разгона ракеты двигательной установкой, включающем формирование по линии визирования цели информационного поля управления ракетой, запуск ракеты под углом к линии визирования цели в вертикальной плоскости, разгон ракеты с помощью двигательной установки и последующее совмещение траектории наведения ракеты с линией визирования цели по сформированой программной траектории вывода, наведение ракеты в информационном поле управления в соответствии с выделенными координатами ракеты относительно оси информационного поля, дополнительно в момент запуска ракеты измеряют и передают на борт ракеты угловое положение линии визирования цели в стартовой системе координат, а начиная с момента схода ракеты, измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты и линейные ускорения по осям связанной с ракетой системы координат, вычисляют углы рыскания и тангажа ракеты, а также координаты центра масс ракеты относительно линии визирования цели, после схода ракеты и до включения двигательной установки осуществляют газореактивное управление угловым положением продольной оси ракеты в соответствии с измеренными угловыми скоростями разворота ее продольной оси и вычисленными углами рыскания и тангажа, обеспечивая заданную угловую ориентацию продольной оси ракеты относительно линии визирования цели к моменту включения двигательной установки, а после включения двигательной установки осуществляют аэродинамическое управление ракетой по отклонениям вычисленных координат центра масс ракеты относительно программной траектории вывода ракеты на линию визирования цели.The problem is solved due to the fact that in the method of combined guidance of a rocket with a propulsion system detachable after accelerating the rocket, which includes forming a rocket control information field along the line of sight of the target, launching the rocket at an angle to the line of sight of the target in a vertical plane, accelerating the rocket using a propulsion system and the subsequent combination of the guidance path of the rocket with the line of sight of the target along the generated programmed path of the output, pointing the rocket in the control information field in accordance In accordance with the selected coordinates of the rocket relative to the axis of the information field, additionally, at the moment of launching the rocket, the angular position of the target line of sight in the starting coordinate system is measured and transmitted aboard the rocket, and starting from the moment of the missile launch, the angular velocity of the longitudinal axis of the rocket and linear accelerations along the axes are measured the coordinate system associated with the rocket, the yaw and pitch angles of the rocket are calculated, as well as the coordinates of the center of mass of the rocket relative to the line of sight of the target, after the rocket has descended and before the engine is turned on of the mounting installation, gas-reactive control of the angular position of the longitudinal axis of the rocket is carried out in accordance with the measured angular velocity of rotation of its longitudinal axis and the calculated yaw and pitch angles, providing a predetermined angular orientation of the longitudinal axis of the rocket relative to the line of sight of the target by the time the propulsion system is turned on, and after turning on the propulsion system, aerodynamic control of the rocket by deviations of the calculated coordinates of the center of mass of the rocket relative to the program t Rocket trajectories to the target line of sight.
Траекторию вывода ракеты на линию визирования цели задают программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного вычисленной координате отклонения центра масс ракеты относительно линии визирования цели в вертикальной плоскости в момент включения двигательной установки, до нуля в момент перехода на управление в информационном поле луча в соответствии с формулой:The trajectory of the rocket’s output to the target’s line of sight is set by a program command that smoothly changes from the maximum value equal to the calculated coordinate of the deviation of the center of mass of the rocket relative to the line of sight of the target in the vertical plane at the moment the propulsion system is turned on, to zero at the moment of transition to control in the beam’s information field in accordance with the formula:
где а - вычисленная координата отклонения центра масс ракеты в момент включения двигательной установки, м,where a is the calculated coordinate of the deviation of the center of mass of the rocket at the moment of turning on the propulsion system, m,
tВД - момент включения двигательной установки, с,t VD - moment of turning on the propulsion system, s,
τ - расчетное время между моментом включения двигательной установки и моментом перехода на управление в луче лазера, с.τ is the estimated time between the moment of turning on the propulsion system and the moment of transition to control in the laser beam, sec.
Способ реализован в предлагаемой системе комбинированного наведения ракеты с отделяемой двигательной установкой, включающей источник излучения в составе прицела-прибора наведения на пункте управления, а на ракете, вращающейся по углу крена, последовательно соединенные приемник излучения, оптически связанный с источником излучения, и блок выделения координат, а также два корректирующих фильтра, датчик угла крена, рулевой привод с аэродинамическими рулями, отличающейся тем, что в состав ракеты введены стартовая ступень с разгонной двигательной установкой, блоком газореактивных двигателей склонения, двухкоординатным датчиком угловых скоростей и трехкоординатным датчиком линейных ускорений, а в аппаратуру управления ракеты введены вычислительный блок, шесть электронных ключей, четыре блока переменных коэффициентов, два усилителя-ограничителя и два сумматора, таймер, блок формирования программных команд, блок формирования команды компенсации веса, первый и второй формирователи команд управления, при этом первый и второй выходы блока выделения координат соединены с первыми входами соответственно первого и второго электронных ключей, вторые входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами вычислительного блока, последовательно соединены первый электронный ключ, первый сумматор, первый корректирующий фильтр, второй сумматор, первый блок переменного коэффициента, первый усилитель-ограничитель, третий электронный ключ, выход которого соединен с первым входом первого формирователя команд управления, последовательно соединены второй электронный ключ, второй корректирующий фильтр, второй блок переменного коэффициента, второй усилитель-ограничитель, четвертый электронный ключ, выход которого соединен со вторым входом первого формирователя команд управления, выход которого соединен с входом блока рулевого привода аэродинамических рулей, последовательно соединены третий блок переменного коэффициента и пятый электронный ключ, выход которого соединен с первым входом второго формирователя команд управления, последовательно соединены четвертый блок переменного коэффициента и шестой электронный ключ, выход которого соединен со вторым входом второго формирователя команд управления, выход которого соединен с входом блока газореактивных двигателей склонения, выход датчика угла крена, первый и второй выходы датчика угловых скоростей, первый, второй и третий выходы датчика линейных ускорений соединены соответственно с первым, вторым и третьим, четвертым, пятым и шестым входами вычислительного блока, третий и четвертый выходы которого соединены соответственно с третьим и четвертым входами первого формирователя команд управления, а пятый и шестой выходы вычислительного блока соединены соответственно с третьим и четвертым входами второго формирователя команд управления, седьмой и восьмой выходы вычислительного блока соединены с входами соответственно третьего и четвертого блоков переменного коэффициента, а третьи входы первого и второго электронных ключей и вторые входы третьего, четвертого, пятого и шестого электронных ключей соединены с выходом таймера, вторые входы первого и второго сумматоров соединены с выходами соответственно блока формирования программной команды и блока формирования команды компенсации веса.The method is implemented in the proposed system of combined guidance of a rocket with a detachable propulsion system, including a radiation source as part of an aiming device at a control point, and on a rocket rotating along a roll angle, a radiation receiver optically coupled to the radiation source and a coordinate extraction unit are connected in series as well as two corrective filters, a roll angle sensor, a steering gear with aerodynamic rudders, characterized in that a launch stage with accelerating propulsion is introduced into the rocket with a mounting system, a block of gas-jet engines of declination, a two-coordinate sensor of angular velocities and a three-coordinate sensor of linear accelerations, and a computer unit, six electronic keys, four blocks of variable coefficients, two amplifier limiters and two adders, a timer, a block for generating program commands were introduced into the rocket control equipment , a weight compensation command generating unit, first and second control command generators, wherein the first and second outputs of the coordinate allocation unit are connected to the first inputs of the first and second electronic keys, respectively, the second inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the computing unit, the first electronic key, the first adder, the first correction filter, the second adder, the first variable coefficient block, the first limiter amplifier, the third electronic are connected in series a key whose output is connected to the first input of the first control command generator, a second electronic key, a second correction filter, are connected in series, the second variable coefficient block, the second amplifier-limiter, the fourth electronic key, the output of which is connected to the second input of the first control command generator, the output of which is connected to the input of the aerodynamic steering wheel drive unit, the third variable coefficient block and the fifth electronic key, the output of which is connected with the first input of the second control command generator, the fourth block of variable coefficient and the sixth electronic key are connected in series, the output of which о is connected to the second input of the second control command generator, the output of which is connected to the input of the gas jet engine block, the output of the angle sensor, the first and second outputs of the angular velocity sensor, the first, second and third outputs of the linear acceleration sensor are connected to the first, second and third, respectively , fourth, fifth and sixth inputs of the computing unit, the third and fourth outputs of which are connected respectively to the third and fourth inputs of the first driver of control commands, and the fifth and sixth outputs the odes of the computing unit are connected respectively to the third and fourth inputs of the second driver of control commands, the seventh and eighth outputs of the computing unit are connected to the inputs of the third and fourth blocks of variable coefficient, respectively, and the third inputs of the first and second electronic keys and the second inputs of the third, fourth, fifth and sixth electronic keys are connected to the timer output, the second inputs of the first and second adders are connected to the outputs, respectively, of the block forming the program command and block but forming a weight compensation team.
Предлагаемая группа изобретений поясняется чертежами фиг. 2-5 На фиг. 2 приведен общий вид малогабаритной ракеты со стартовой ступенью (13) и установленными на ней блоком ГДС (16), ДУС (14) и ДЛУ (15). Маршевая ступень снабжена датчиком угла крена (10) и одноканальным рулевым приводом с аэродинамическими рулями (17).The proposed group of inventions is illustrated by drawings of FIG. 2-5 In FIG. Figure 2 shows a general view of a small-sized rocket with a launching stage (13) and a GDS unit (16), DUS (14) and DLU (15) installed on it. The marching stage is equipped with a roll angle sensor (10) and a single-channel steering gear with aerodynamic rudders (17).
ГДС устанавливаются в плоскостях XOY и XOZ связанной системы координат (в плоскостях расположения рулей) попарно с каждой стороны от продольной оси ракеты на хвостовой части отделяемой разгонной двигательной установки на определенном расстоянии от центра масс ракеты, необходимом для создания управляющих моментов.GDS are installed in the XOY and XOZ planes of the associated coordinate system (in the rudder planes) in pairs on each side of the longitudinal axis of the rocket on the tail of the detachable booster propulsion system at a certain distance from the center of mass of the rocket necessary to create control moments.
Оси чувствительности трех ДЛУ устанавливаются по осям, параллельным осям ОХ, OY и OZ связанной с ракетой системы координат OXYZ (начало связанной системы координат расположено в центре масс ракеты, ось ОХ направлена вдоль продольной оси ракеты, а оси OY и OZ перпендикулярны оси ОХ и лежат в плоскостях симметрии ракеты). Оси чувствительности двух ДУС устанавливаются по осям, параллельным осям OY и OZ связанной с ракетой системы координат.The sensitivity axes of the three DLOs are set along axes parallel to the OX, OY, and OZ axes of the OXYZ coordinate system associated with the rocket (the origin of the associated coordinate system is located in the center of mass of the rocket, the OX axis is directed along the longitudinal axis of the rocket, and the OY and OZ axes are perpendicular to the OX axis and lie in the planes of symmetry of the rocket). The sensitivity axes of the two TLSs are set along axes parallel to the OY and OZ axes of the coordinate system associated with the rocket.
На фиг. 3 приведена номинальная траектория наведения ракеты, управляемой по предложенному способу. Отмечены цифрами характерные точки траектории: 18 - сход ракеты, начало газореактивного управления, 19 - включение разгонной ДУ, 20 - конец газореактивного управления, переход на аэродинамическое управление по вычисленным координатам, 21 - конец работы ДУ, переход на управление в луче лазера.In FIG. 3 shows the nominal trajectory of guidance of a rocket controlled by the proposed method. The characteristic points of the trajectory are marked with numbers: 18 - missile descent, start of gas-reactive control, 19 - inclusion of the acceleration control, 20 - end of the gas control, transition to aerodynamic control according to the calculated coordinates, 21 - end of the control, switch to control in the laser beam.
Траектория наведения ракеты на цель имеет следующие участки: 18…19 - участок вывода продольной оси ракеты на заданное направление ϑ=-3.0° в вертикальной и ψЗ=0.0° в горизонтальной плоскостях посредством газореактивного управления (работа системы угловой стабилизации по информации с ДУС);The trajectory of the missile’s guidance on the target has the following sections: 18 ... 19 — plot of the longitudinal axis of the missile to the given direction ϑ = -3.0 ° in the vertical and ψ З = 0.0 ° in the horizontal planes by gas-reactive control (operation of the angular stabilization system according to information from the TLS) ;
20…21 - участок вывода ракеты в поле управления луча (работа системы псевдолучевого управления по информации с ДУС и ДЛУ),20 ... 21 - section of the rocket output in the beam control field (operation of the pseudo-beam control system according to information from the TLS and DLU),
19…21 - участок работы ДУ (разгона ракеты),19 ... 21 - section of the remote control (acceleration of the rocket),
от точки 21 и далее - участок лучевого управления.from
На фиг. 4 представлена блок-схема предложенной комбинированной системы наведения, на фиг. 5 приведена блок-схема формирователя команд управления газореактивными двигателями склонения.In FIG. 4 presents a block diagram of the proposed combined guidance system, in FIG. 5 shows a block diagram of a command generator for controlling gas jet engines.
Сущность предлагаемого способа комбинированного наведения ракеты заключается в следующем.The essence of the proposed method of combined guidance of the rocket is as follows.
Пусковую установку с пусковым контейнером перед запуском ракеты ориентируют по линии визирования цели в горизонтальной плоскости и под заданным углом Ө0 относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости. Измеряют и передают на борт ракеты угловое положение εЛО ЛВЦ в вертикальной плоскости и угол крена 70 пусковой установки в стартовой системе координат. Начало стартовой системы координат совпадает с центром масс ракеты на старте, ось ОсХс лежит на пересечении плоскости местного горизонта плоскостью X1O1Y1 связанной с ракетой системы координат, зафиксированной на стартовой позиции перед пуском ракеты, ось OcYc направлена по местной вертикали вверх, ось OcZc дополняет систему до правой. С момента схода ракеты измеряют угловые скорости разворота продольной оси ракеты (ωZ1, ωY1) посредством двухкоординатного датчика угловых скоростей (ДУС), линейные ускорения ракеты (аХ1, aY1, aZ1) посредством трехкоординатного датчика линейных ускорений (ДЛУ) и угол крена ракеты (γГК) посредством датчика угла крена и с помощью вычислительного блока рассчитывают углы рыскания ψа и тангажа νа ракеты, а также координаты ZИ, YИ отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ.The launcher with the launch container before launching the missile is oriented along the line of sight of the target in the horizontal plane and at a given angle Ө 0 relative to the LC in the vertical plane. The angular position ε LO of the LCF in the vertical plane and the roll angle 70 of the launcher in the launch coordinate system are measured and transmitted aboard the rocket. The origin of the starting coordinate system coincides with the center of mass of the rocket at the start, the axis O with X s lies at the intersection of the local horizon plane with the plane X 1 O 1 Y 1 of the coordinate system associated with the rocket, fixed at the starting position before launching, the axis O c Y c is directed locally up, the O c Z c axis complements the system to the right. From the moment the rocket leaves, the angular velocity of the longitudinal axis of the rocket (ω Z1 , ω Y1 ) is measured using a two-coordinate angular velocity sensor (DLS), the linear acceleration of the rocket (a X1 , a Y1 , a Z1 ) using a three-axis linear acceleration sensor (DLU) and the angle rocket roll (γ GK ) using the roll angle sensor and using a computing unit calculate the yaw angles ψ a and pitch ν a of the rocket, as well as the coordinates Z AND , Y AND the deviation of the center of mass of the rocket relative to the LCV.
Сигналы ψа и νа формируют путем интегрирования соответствующих первых производных 
где ψа, νа - вычисленные значения углов рыскания и тангажа ракеты,where ψ a , ν a are the calculated values of the yaw angles and pitch of the rocket,
Ө0 - выставляемый угол пуска ракеты (угол между продольной осью пускового контейнера и ЛВЦ в вертикальной плоскости),Ө 0 - set angle of launch of the rocket (angle between the longitudinal axis of the launch container and the LCF in a vertical plane),
εЛО - измеренное значение угла между ЛВЦ и плоскостью местного горизонта.ε LO - the measured value of the angle between the LCF and the plane of the local horizon.
Сигналы 
где 
τЗАП=0.004 с - запаздывание сигналов на выходе ДУС,τ ZAP = 0.004 s - the delay of the signals at the output of the TLS,
ωY1, ψZ1 - измеренные ДУС угловые скорости вращения ракеты по осям связанной системы координат,ω Y1 , ψ Z1 - measured angular velocity angular velocity of rotation of the rocket along the axes of the associated coordinate system,
с(γа), s(γа) - сигналы модуляции команд управления,c (γ a ), s (γ a ) - modulation signals of control commands,
где γа=γГК+γ0.where γ a = γ HA + γ 0 .
В соответствии с вычисленными углами тангажа и рыскания ракеты с помощью формирователя команд управления (ФКУ) формируют команды включения соответствующих импульсных газореактивных двигателей склонения (ГДС). Возникающие при срабатывании ГДС управляющие моменты разворачивают продольную ось ракеты к моменту включения двигательной установки в заданном направлении - например, под углом минус 3 градуса к ЛВЦ в вертикальной плоскости и по линии визирования цели в горизонтальной плоскости.In accordance with the calculated pitch and yaw angles of the rocket, using the control command generator (PKU), the switching commands of the corresponding pulse gas-driven declination engines (GDS) are generated. The control moments arising from the actuation of the GDS turn the longitudinal axis of the rocket by the moment the engine is turned on in a given direction - for example, at an angle of minus 3 degrees to the LC in the vertical plane and along the line of sight of the target in the horizontal plane.
Сигналы координат отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в вертикальной и горизонтальной плоскостях формируют по следующим зависимостям:The coordinates of the deviation of the center of mass of the rocket relative to the LC in the vertical and horizontal planes are formed according to the following relationships:
YИ=-Ха·sinεЛО+Ya·cosεЛО;Y AND = -X a · sinε LO + Y a · cosε LO ;
ZИ=Za,Z And = Z a ,
где 
Сигналы 
где Va, φа, Өа - вычисленные значения скорости ракеты и углов курса и наклона ее траектории, полученные путем интегрирования соответствующих вычисленных первых производных 
Сигналы 
гдеWhere
гдеWhere
τЗАП=0.004 с - запаздывание сигналов на выходе ДЛУ,τ ZAP = 0.004 s - the delay of the signals at the output of the DLU,
где aX1, aY1, aZ1 - измеренные ДЛУ линейные ускорения ракеты по осям связанной с ракетой системы координат,where a X1 , a Y1 , a Z1 - measured linear acceleration of the rocket along the axes of the coordinate system associated with the rocket,
g - ускорение свободного падения, равное 9,80665 м/с2.g - acceleration of gravity equal to 9.80665 m / s 2 .
Сигналы βа, αa, с(γca), s(γса) должны формироваться по следующим зависимостям:The signals β a , α a , c (γ ca ), s (γ ca ) should be formed according to the following relationships:
С момента включения ДУ в соответствии с вычисленными координатами отклонения ракеты относительно ЛВЦ методом совмещения осуществляется стабилизация траектории ракеты относительно траектории обхода дыма, задаваемой программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного координате отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости в момент включения ДУ, до нуля в момент перехода на лучевое управление.From the moment the remote control is turned on, in accordance with the calculated coordinates of the deflection of the rocket relative to the LCV, the rocket trajectory is stabilized relative to the smoke bypass trajectory defined by a program command that smoothly changes from the maximum value equal to the coordinate of the deviation of the center of mass of the rocket relative to the LCV in the vertical plane at the moment of the remote control inclusion, to zero at the time of transition to radiation control.
В результате на участке работы ДУ ракета выводится на ЛВЦ в горизонтальной плоскости и совершает противодымный маневр в вертикальной плоскости и к моменту отделения стартовой ступени с незначительными отклонениями находится на оси лазерного луча.As a result, at the remote control operation site, the rocket is discharged to the LCF in the horizontal plane and performs a smoke-free maneuver in the vertical plane and is located on the axis of the laser beam by the time the launch stage is separated with slight deviations.
Управление в информационном поле луча лазера начинается с момента начала выделения сигналов координат отклонения ракеты от оси информационного поля.Control in the information field of the laser beam begins from the moment the separation of the coordinate signals of the deviation of the rocket from the axis of the information field begins.
Таким образом, конструктивные и эксплуатационные особенности ракеты - наличие разгонной двигательной установки, включаемой на траектории и отделяемой после выгорания топлива, наличие дымовых помех на стартовом участке, а также высокая скорость полета ракеты на маршевом участке - предопределили требования к ее системе наведения: система наведения ракеты должна быть комбинированной и включать систему инерциального наведения и систему наведения по лучу лазера, работающих последовательно.Thus, the design and operational features of the rocket — the presence of an accelerating propulsion system that is switched on along the trajectory and separated after fuel is burned up, the presence of smoke interference at the launch site, as well as the high speed of the rocket’s flight on the marching section — predetermined the requirements for its guidance system: missile guidance system should be combined and include an inertial guidance system and a laser guidance system operating in series.
В состав системы комбинированного наведения (фиг. 4) входят прицел-прибор наведения ППН с излучателем (2) в составе наземной аппаратуры управления (в составе пункта управления (1)), а на маршевой ступени ракеты (3) приемник излучения ПИ (4), датчик угла крена ДУК (10), в составе аппаратуры управления блок выделения координат БВК (5), первый и второй корректирующие фильтры КФ1 (6), КФ2 (7), электронные ключи ЭК1 (23), ЭК2 (24), ЭК3 (36), ЭК4 (37), ЭК5 (38) и ЭК6 (39), таймер (22), сумматоры С1 (27), С2 (29), блок формирования программной команды БФПК (26), блок формирования команды компенсации веса БФККВ (28), блоки переменного коэффициента БПК1-БПК4 (30-33), два усилителя-ограничителя У01 (34), У02 (35), вычислительный блок ВБ (25), первый и второй формирователи команд управления ФКУ1 (40) и ФКУ2 (41) соответственно на блок РП аэродинамических рулей и на блок ГДС. В составе же стартовой ступени (13) с разгонной двигательной установкой введены блок газореактивных двигателей склонения ГДС (16), датчик угловых скоростей ДУС (14) и датчик линейных ускорений ДЛУ (15).The combined guidance system (Fig. 4) includes a PPN sighting device with an emitter (2) as part of the ground control equipment (as part of the control center (1)), and a radiation receiver PI (4) on the marching stage of the rocket (3) , DUK roll angle sensor (10), BVK coordinate allocation unit (5) as part of the control equipment, first and second correction filters KF1 (6), KF2 (7), electronic keys EK1 (23), EK2 (24), EK3 ( 36), EK4 (37), EK5 (38) and EK6 (39), timer (22), adders C1 (27), C2 (29), BFPC program command generation block (26), comp team formation block nsatsii weight BFKKV (28), variable coefficient blocks BPK1-BPK4 (30-33), two amplifier-limiter U01 (34), U02 (35), the computing unit WB (25), the first and second shapers control commands FKU1 (40) and PKU2 (41), respectively, to the RP block of the aerodynamic rudders and to the GDS block. As part of the launch stage (13) with an accelerating propulsion system, a block of gas-jet declination engines GDS (16), an angular velocity sensor DUS (14) and a linear acceleration sensor DLU (15) were introduced.
По сути система комбинированного наведения состоит из двух систем: системы инерциального наведения на начальном участке (где скорость ракеты мала) с управлением газореактивными двигателями склонения, расположенными на стартовой ступени, и системы наведения в луче лазера с управлением рулевыми приводами с аэродинамическими рулями (скорость ракеты на этом участке уже достаточно велика).In fact, the combined guidance system consists of two systems: an inertial guidance system in the initial section (where the rocket speed is low) with control of gas-driven declination engines located at the starting stage, and a laser guidance system with steering gears with aerodynamic rudders (rocket speed at this section is already quite large).
Система инерциального наведения ракеты работает на участке времени от момента старта ракеты и до момента отделения стартовой ступени и начала приема излучения лазера и обеспечивает:The inertial guidance system of the rocket operates over a period of time from the moment the rocket starts to the moment the separation of the launch stage and the start of laser radiation reception and provides:
заданную угловую ориентацию продольной оси ракеты относительно линии визирования цели к моменту включения двигательной установки;a predetermined angular orientation of the longitudinal axis of the rocket relative to the line of sight of the target by the time the propulsion system is turned on;
формирование траектории противодымного маневра ракеты в вертикальной плоскости, обеспечивающего работоспособность оптических каналов связи (слежения за целью и лучевого управления) в условиях воздействия оптических помех от стартового двигателя;the formation of the trajectory of the anti-smoke maneuver of the rocket in a vertical plane, which ensures the operability of optical communication channels (target tracking and radiation control) under the influence of optical interference from the starting engine;
вывод ракеты в информационное поле лазерного луча на дальности окончания противодымного маневра.the launch of the rocket into the information field of the laser beam at a range of the end of the anti-smoke maneuver.
Система наведения по лучу должна начинать работать с момента отделения стартовой ступени с двигательной установкой, закрывающей приемник излучения.The beam guidance system should begin to work from the moment the launch stage is separated from the propulsion system covering the radiation receiver.
Анализ задач, возлагаемых на систему инерциального наведения, показывает: инерциальная система наведения должна быть построена на основе элементов, несущих информацию об угловых отклонениях продольной оси ракеты и линейных отклонениях ее центра масс.An analysis of the tasks assigned to the inertial guidance system shows that the inertial guidance system should be built on the basis of elements that carry information about the angular deviations of the longitudinal axis of the rocket and linear deviations of its center of mass.
Исходя из предпосылок эффективного соотношения цены, точности, габаритов, потребляемой мощности и других технических и эксплуатационных характеристик одним из перспективных направлений разработки систем инерциального управления является использование в их структуре твердотельных интегральных микроэлектромеханических датчиков угловых скоростей (ДУС) и линейных ускорений (ДЛУ).Based on the prerequisites for an effective ratio of price, accuracy, dimensions, power consumption, and other technical and operational characteristics, one of the promising areas for the development of inertial control systems is the use of solid-state integrated microelectromechanical sensors of angular velocities (DLS) and linear accelerations (DL) in their structure.
Предлагаемая система комбинированного наведения функционирует следующим образом.The proposed combined guidance system operates as follows.
Пусковой контейнер перед пуском ракеты ориентируют по линии визирования цели в горизонтальной плоскости и под заданным углом относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости. Измеряют и передают на борт ракеты угловое положение ЛВЦ в вертикальной плоскости и угол крена пусковой установки. С момента схода ракеты по сигналам с ДУС, ДЛУ и датчика угла крена вычислительный блок рассчитывает углы рыскания и тангажа ракеты, а также координаты отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ.The launch container before launching the missile is oriented along the line of sight of the target in the horizontal plane and at a predetermined angle relative to the LC in the vertical plane. The angular position of the LCF in the vertical plane and the angle of heel of the launcher are measured and transmitted aboard the rocket. From the moment the rocket descends, the computer unit calculates the yaw and pitch angles of the rocket, as well as the coordinates of the deviation of the center of mass of the rocket relative to the LCL from signals from the TLS, DLU and the roll angle sensor.
В соответствии с вычисленными углами тангажа и рыскания ракеты ФКУ формирует команды включения соответствующих импульсных газореактивных двигателей склонения (ГДС). Возникающие при срабатывании ГДС управляющие моменты разворачивают продольную ось ракеты к моменту включения двигательной установки в заданном направлении - например, под углом минус 3 градуса к ЛВЦ в вертикальной плоскости и по линии визирования цели в горизонтальной плоскости.In accordance with the calculated pitch and yaw angles of the rocket, the PKU generates commands to turn on the corresponding pulsed gas-jet declination engines (GDS). The control moments arising from the actuation of the GDS turn the longitudinal axis of the rocket by the moment the engine is turned on in a given direction - for example, at an angle of minus 3 degrees to the LC in the vertical plane and along the line of sight of the target in the horizontal plane.
С момента включения ДУ в соответствии с вычисленными координатами отклонения ракеты относительно ЛВЦ методом совмещения осуществляется стабилизация траектории ракеты относительно траектории обхода дыма, задаваемой программной командой, плавно изменяющейся от максимального значения, равного координате отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в вертикальной плоскости в момент включения ДУ, до нуля в момент перехода на лучевое управление.From the moment the remote control is turned on, in accordance with the calculated coordinates of the deflection of the rocket relative to the LCV, the rocket trajectory is stabilized relative to the smoke bypass trajectory defined by a program command that smoothly changes from the maximum value equal to the coordinate of the deviation of the center of mass of the rocket relative to the LCV in the vertical plane at the moment of the remote control inclusion, to zero at the time of transition to radiation control.
В результате на участке работы ДУ ракета выводится на ЛВЦ в горизонтальной плоскости и совершает противодымный маневр в вертикальной плоскости и к моменту отделения стартовой ступени с незначительными отклонениями находится на оси лазерного луча.As a result, at the remote control operation site, the rocket is discharged to the LCF in the horizontal plane and performs a smoke-free maneuver in the vertical plane and is located on the axis of the laser beam by the time the launch stage is separated with slight deviations.
Управление в луче лазера начинается с момента начала выделения сигналов координат отклонения ракеты от оси луча.Control in the laser beam begins from the moment the separation of the coordinate signals of the deflection of the rocket from the axis of the beam begins.
Прицел-прибор наведения с источником модулированного лазерного излучения выполнен, как в патенте РФ №2326324 от 10.08.2008 г. Как в ближайшем аналоге [1], могут быть выполнены приемник излучения (с. 16-17), аппаратура выделения координат (с. 15-17), датчик угла крена (с. 18, 19, рис. 12, с. 43-46) и блок аэродинамических рулевых приводов (с.19-26). Корректирующие фильтры могут быть реализованы по схеме на рис. 13.11, с. 202, У. Титце, К. Шенк, Полупроводниковая схемотехника, М., Мир, 1982 г. [2].An aiming device with a source of modulated laser radiation is made, as in RF patent No. 2226324 of 08/10/2008. As in the closest analogue [1], a radiation receiver can be made (p. 16-17), coordinate extraction equipment (p. 15-17), a roll angle sensor (p. 18, 19, fig. 12, p. 43-46) and an aerodynamic steering gear unit (p. 19-26). Corrective filters can be implemented according to the scheme in Fig. 13.11, p. 202, W. Titze, C. Schenk, Semiconductor circuitry, M., Mir, 1982 [2].
Вычислительный блок производит выработку команд для управления блоками РП и ГДС на основе информации от ДУС, ДЛУ и ДУК. Вычислительный блок осуществляет операции формирования функций синуса и косинуса углов, суммирования, интегрирования, умножения, деления и может быть выполнен на основе схем усилителей, сумматоров, блоков произведения, интеграторов и функциональных преобразователей. Усилители, сумматоры, блоки вычитания выполнены по схемам рис. 11.1, 11.2, с. 137, 138 [2]). Блоки произведения выполнены по схеме четырехквадратного умножения (рис. 11.41, с. 162, [2]). Двухпозиционные релейные элементы представляют собой усилители-ограничители, отличающиеся большим коэффициентом усиления и выполненные по схеме, представленной на с. 232 (И.М. Тетельбаум, Ю.Р. Шнейдер, Практика аналогового моделирования динамических систем, М., Энергоатомиздат, 1987 г. [3]). Датчик угловой скорости может быть выполнен как микромеханический датчик, объединяющий на одном кремниевом кристалле датчик угловой скорости и электронику («Электронные компоненты», №2, 2003 г., стр. 57-59). Датчик линейных ускорений может быть выполнен, например, так же, как на с. 174, В.В. Малов, Пьезорезонансные датчики, М., Энергоатомиздат, 1989 г. Интегратор может быть выполнен по схеме на рис. 11.9, с. 143 [2].The computing unit generates commands for controlling the RP and GDS units based on information from the DOS, DLU and DUK. The computing unit performs the operations of generating the functions of the sine and cosine of the angles, summing, integrating, multiplying, dividing and can be performed on the basis of circuits of amplifiers, adders, product blocks, integrators and functional converters. Amplifiers, adders, subtraction blocks are made according to the schemes of Fig. 11.1, 11.2, p. 137, 138 [2]). The blocks of the product are made according to the quadratic multiplication scheme (Fig. 11.41, p. 162, [2]). Two-position relay elements are limiters, characterized by a large gain and made according to the scheme presented on p. 232 (I.M. Tetelbaum, Yu.R. Schneider, Practice of analog modeling of dynamical systems, M., Energoatomizdat, 1987 [3]). The angular velocity sensor can be implemented as a micromechanical sensor, combining the angular velocity sensor and electronics on one silicon crystal (Electronic Components, No. 2, 2003, pp. 57-59). The linear acceleration sensor can be performed, for example, in the same way as on p. 174, V.V. Malov, Piezoresonance sensors, M., Energoatomizdat, 1989. The integrator can be performed according to the scheme in Fig. 11.9, p. 143 [2].
Формирователь функции косинуса или синуса может быть реализован на основе схемы с. 205, рис. 3.2.8, [3]. Электронные ключи могут быть выполнены на основе схемы мультиплексора, приведенной на рис. 19.14, с. 327 [2]. Электронные ключи ЭК1, ЭК2 на два направления могут быть выполнены на основе схемы мультиплексора, приведенной на рис. 19.14, с. 327 [2]. Замыкающие электронные ключи ЭКЗ и ЭК4 могут быть выполнены на основе схемы 4.2.3, с. 237 [3]. Размыкающие ключи ЭК5, ЭК6 выполнены на основе схемы 4.2.2, с. 237 [3]. Блок формирования программных команд, блок формирования команды компенсации веса можно выполнить, например, на постоянном запоминающем устройстве (ПЗУ) (микросхема 556РТ7). Блоки переменного коэффициента можно реализовать на основе усилителя с переменным коэффициентом передачи. Таймер может быть в виде счетчика импульсов, запускаемого в момент схода ракеты, выполненного на основе схемы на рис. 20.4, с. 346 [2].The generator of the cosine or sine function can be implemented based on the circuit c. 205, fig. 3.2.8, [3]. Electronic keys can be made based on the multiplexer circuit shown in Fig. 19.14, p. 327 [2]. Electronic keys EC1, EC2 in two directions can be performed based on the multiplexer circuit shown in Fig. 19.14, p. 327 [2]. The closing electronic keys EKZ and EK4 can be performed on the basis of scheme 4.2.3, p. 237 [3]. The disconnecting keys EK5, EK6 are made based on the circuit 4.2.2, p. 237 [3]. A block for generating program instructions, a block for generating a weight compensation command can be executed, for example, on a read-only memory (ROM) (chip 556РТ7). Variable coefficient blocks can be implemented based on a variable gain amplifier. The timer can be in the form of a pulse counter, launched at the moment of rocket descent, made on the basis of the circuit in Fig. 20.4, p. 346 [2].
Газореактивные двигатели склонения могут быть выполнены по схеме рис. 3.4, с. 63, В.И. Попов, Системы ориентации и стабилизации космических аппаратов, М., Машиностроение, 1986 г. Формирователь команд управления на блок ГДС включает в своем составе (см. фиг. 5) усилители-ограничители, двухпозиционные релейные элементы, сумматоры, блоки произведения. Реализация таких блоков описана выше.Gas-driven declination engines can be performed according to the scheme of Fig. 3.4, p. 63, V.I. Popov, Orientation and stabilization systems for spacecraft, M., Mechanical Engineering, 1986. The control command generator for the GDS unit includes (see Fig. 5) limiters, on-off relay elements, adders, product blocks. The implementation of such blocks is described above.
Формирователь команд управления ФКУ1 на вход блока рулевых приводов аэродинамических рулей может быть выполнен так же, как и ФКУ2.The driver of control commands ФКУ1 to the input of the block of steering drives of aerodynamic rudders can be performed in the same way as ФКУ2.
Проведенное математическое моделирование показало, что предлагаемый способ комбинированного наведения и предлагаемая динамическая структура комбинированной системы наведения на основе ДУС и ДЛУ с газореактивным управлением на начальном участке обеспечивает вывод ракеты на линию визирования цели в условиях воздействия начальных возмущений и бокового ветра практически к моменту отделения стартовой ступени.The mathematical modeling showed that the proposed method of combined guidance and the proposed dynamic structure of the combined guidance system based on the TLS and DLR with gas-reactive control in the initial section ensures the launch of the rocket to the line of sight of the target under the influence of initial disturbances and crosswind almost to the moment of separation of the launch stage.
Таким образом, решение поставленной задачи в предлагаемом способе наведения ракеты посредством предлагаемой системы комбинированного наведения позволяет предотвратить перекрывание ОЛС "носитель - ракета", "носитель - цель" дымовым шлейфом факела собственного двигателя ракеты и предотвратить срыв наведения ракеты.Thus, the solution of the problem in the proposed method of guiding the rocket by means of the proposed combined guidance system allows to prevent overlapping of the carrier-rocket, carrier-target OLS by the smoke plume of the torch of the rocket’s own engine and to prevent the missile guidance failure.
Claims (3)
где a - вычисленная координата отклонения центра масс ракеты относительно ЛВЦ в момент включения двигательной установки, м,
tВД - момент включения двигательной установки, с,
τ - расчетное время между моментом включения двигательной установки и моментом перехода на управление в луче лазера, с.2. The method according to p. 1, characterized in that the trajectory of the rocket’s output to the target line of sight is set by a program command that smoothly changes from the maximum value equal to the calculated coordinate of the deviation of the center of mass of the rocket relative to the target line of sight in the vertical plane at the moment the propulsion system is turned on zero at the time of transition to radiation control in accordance with the formula:
where a is the calculated coordinate of the deviation of the center of mass of the rocket relative to the LC at the moment of turning on the propulsion system, m,
t VD - moment of turning on the propulsion system, s,
τ is the estimated time between the moment of turning on the propulsion system and the moment of transition to control in the laser beam, sec.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014125764/28A RU2569046C1 (en) | 2014-06-25 | 2014-06-25 | Method of combined guidance of small-sized missile with separable propulsion system and guidance system for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014125764/28A RU2569046C1 (en) | 2014-06-25 | 2014-06-25 | Method of combined guidance of small-sized missile with separable propulsion system and guidance system for its implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2569046C1 true RU2569046C1 (en) | 2015-11-20 |
Family
ID=54598299
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014125764/28A RU2569046C1 (en) | 2014-06-25 | 2014-06-25 | Method of combined guidance of small-sized missile with separable propulsion system and guidance system for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2569046C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20220178658A1 (en) * | 2019-04-11 | 2022-06-09 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Method of controlling ejection of a missile from a canister and system therefor |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2122700C1 (en) * | 1997-08-14 | 1998-11-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of guidance of telecontrolled missile |
| US6360986B1 (en) * | 1998-09-02 | 2002-03-26 | Aerospatiale Matra | Process and device for guiding a flying craft, in particular a missile, onto a target |
| RU2188381C2 (en) * | 2000-02-14 | 2002-08-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for command telecontrol of missile |
| RU2292523C2 (en) * | 2004-04-28 | 2007-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Mode of functioning of data-processing systems of rocket and arrangement for its execution |
-
2014
- 2014-06-25 RU RU2014125764/28A patent/RU2569046C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2122700C1 (en) * | 1997-08-14 | 1998-11-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method of guidance of telecontrolled missile |
| US6360986B1 (en) * | 1998-09-02 | 2002-03-26 | Aerospatiale Matra | Process and device for guiding a flying craft, in particular a missile, onto a target |
| RU2188381C2 (en) * | 2000-02-14 | 2002-08-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for command telecontrol of missile |
| RU2292523C2 (en) * | 2004-04-28 | 2007-01-27 | Василий Васильевич Ефанов | Mode of functioning of data-processing systems of rocket and arrangement for its execution |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20220178658A1 (en) * | 2019-04-11 | 2022-06-09 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Method of controlling ejection of a missile from a canister and system therefor |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Kim et al. | Lyapunov-based impact time control guidance laws against stationary targets | |
| RU2659622C1 (en) | Rotating along the roll angle with direction gyroscope to the target acquisition zone by the homing head rocket outputting method and system for its implementation | |
| CN105043171A (en) | Longitudinal guidance method of rocket projectile with inclined-angle restraining | |
| US2992423A (en) | Rocket launch control systems | |
| SE467844B (en) | MANOEVRERINGSSYSTEM | |
| RU2569046C1 (en) | Method of combined guidance of small-sized missile with separable propulsion system and guidance system for its implementation | |
| RU2402743C1 (en) | Method and system of spinning missile homing | |
| RU2583347C1 (en) | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system | |
| RU2465535C1 (en) | Method of missile remote control | |
| Solano-López et al. | Strategies for high performance GNSS/IMU Guidance, Navigation and Control of Rocketry | |
| RU2406067C1 (en) | Method of missile control | |
| Braun et al. | Advances in inertial guidance technology for aerospace systems | |
| US3206143A (en) | Controller for guiding a missile carrier on the location curve of ballistic firing positions | |
| Maklouf et al. | Performance Evaluation of Proportional Navigation Homing Guidance Law | |
| US4465249A (en) | Lateral acceleration control method for missile and corresponding weapon systems | |
| RU2291384C1 (en) | Method for missile control (modifications) and missile control system for its realization (modifications) | |
| McGehee | Bank-to-turn (BTT) technology | |
| RU2498192C2 (en) | Principle of optic beam guidance of missile launching from mobile carrier | |
| Baghiyan | Quaternion-based algorithm of ground target tracking by aircraft | |
| RU2309446C1 (en) | Method for controlling two-channel rotary rocket and control system for its realization | |
| RU2613016C1 (en) | Method of missile placing into track initiation area by homing head and device for its implementation | |
| RU2192605C2 (en) | Method of guidance of remote-controlled rocket and guidance system for its realization | |
| RU2280232C1 (en) | Method for missile control | |
| KR20190135009A (en) | Reacquisition of remote-tracked command-guided vehicles into the tracker's field of view | |
| RU2362106C1 (en) | Method for guiding missiles |