RU2630462C1 - Method of proportional control of rocket air-dynamic control actuator and device for its implementation - Google Patents
Method of proportional control of rocket air-dynamic control actuator and device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2630462C1 RU2630462C1 RU2016126289A RU2016126289A RU2630462C1 RU 2630462 C1 RU2630462 C1 RU 2630462C1 RU 2016126289 A RU2016126289 A RU 2016126289A RU 2016126289 A RU2016126289 A RU 2016126289A RU 2630462 C1 RU2630462 C1 RU 2630462C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- signal
- control loop
- relay element
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемая группа изобретений относится к области ракетостроения и может быть использована в оснащенных воздушно-динамическим рулевым приводом (ВДРП) ракетах с широким диапазоном изменения скорости полета в качестве системы пропорционального управления ВДРП.The proposed group of inventions relates to the field of rocket science and can be used in missiles equipped with an air-dynamic steering gear (VDRP) with a wide range of flight speed changes as a system of proportional control of VDRP.
Известен способ управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда (Способ управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда и устройство для его реализации. Патент РФ №2138767. МПК F 42 15/01, G05B 11/16).A known method of controlling an electro-pneumatic steering gear drive of a guided projectile (Method of controlling an electro-pneumatic steering gear of a guided projectile and device for its implementation. RF Patent No. 2138767. IPC F 42 15/01, G05B 11/16).
В данном способе управления измеряют угол поворота руля, сравнивают измеренное значение с заданным системой управления снаряда, подают полученный сигнал ошибки через корректирующий фильтр на первый вход релейного элемента. На второй вход релейного элемента через дифференцирующее звено подают инвертированный сигнал угла поворота рулей, на третий вход - сигнал угла поворота рулей, на четвертый вход - сигнал системы управления снаряда. Выходной сигнал релейного элемента подают в привод в качестве управляющего сигнала.In this control method, the steering angle is measured, the measured value is compared with the predetermined projectile control system, the received error signal is fed through the correction filter to the first input of the relay element. An inverted signal of the angle of rotation of the rudders is fed to the second input of the relay element through the differentiating link, to the third input is the signal of the angle of rotation of the rudders, and to the fourth input is the signal of the projectile control system. The output signal of the relay element is supplied to the drive as a control signal.
Реализующее этот способ управления устройство представляет автоколебательный контур управления приводом, содержащий последовательно соединенные входной сумматор сигнала системы управления снаряда и сигнала датчика отклонения рулей (ДОР), корректирующий фильтр и релейный элемент, выход которого соединен с входом привода. Введением дифференцирующего звена и выполнением соответствующих связей осуществляют суммирование указанных выше сигналов на входе релейного элемента.The device implementing this control method is a self-oscillating drive control loop, which contains the input adder of the projectile control signal and the rudder deflection sensor (DOR) signal in series, an adjustment filter and a relay element, the output of which is connected to the input of the drive. By introducing the differentiating link and making the appropriate connections, the above signals are summed up at the input of the relay element.
Наиболее близким к заявляемому способу пропорционального управления ВДРП по совокупности существенных признаков и достигаемому эффекту является способ пропорционального управления, основанный на реализации режима широтно-импульсной модуляции (ШИМ) в замкнутом контуре управления привода (Способ управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда и устройство для его реализации. Патент РФ №2206861. МПК F42B 10/62, 15/01, прототип).Closest to the claimed method of proportional control of the VDRP according to the set of essential features and the achieved effect is the method of proportional control based on the implementation of pulse-width modulation (PWM) mode in a closed drive control loop (Method for controlling an electropneumatic steering drive of a guided projectile and a device for its implementation. RF patent No. 2206861. IPC F42B 10/62, 15/01, prototype).
Способ управления основан на измерении угла поворота рулей, сравнении измеренного значения с заданным системой управления снаряда и формировании сигнала ошибки, поступающего на релейный элемент и на вход генератора вынужденных колебаний. Выходной сигнал генератора суммируют с сигналом ошибки на входе релейного элемента, на выходе которого получают управляющий сигнал на привод.The control method is based on measuring the angle of rotation of the rudders, comparing the measured value with a given projectile control system and generating an error signal received at the relay element and at the input of the forced oscillation generator. The output signal of the generator is summed with the error signal at the input of the relay element, the output of which receives a control signal to the drive.
Реализующее данный способ устройство выполнено в виде контура управления приводом с ШИМ, состоящего из прямой и дополнительной электрических цепей и цепи обратной связи. Прямая цепь включает входной сумматор, на выходе которого формируется сигнал ошибки как разность поступающих на его входы сигнала системы управления снаряда и сигнала обратной связи с ДОР, и релейный элемент, на вход которого подают сигнал ошибки, а на выходе получают сигнал управления, поступающий на привод. В дополнительной цепи реализован генератор вынужденных колебаний, вход которого соединен с выходом входного сумматора, а выход - со вторым входом релейного элемента.The device that implements this method is made in the form of a PWM drive control loop, consisting of direct and additional electrical circuits and a feedback circuit. The direct circuit includes an input adder, at the output of which an error signal is generated as the difference of the projectile control signal and the feedback signal from the DOR received at its inputs, and a relay element, the input of which gives an error signal, and the control signal received at the output is received . An additional circuit implements a forced oscillation generator, the input of which is connected to the output of the input adder, and the output to the second input of the relay element.
Использование обтекающего ракету воздушного потока в качестве рабочего тела ВДРП определяет функциональные зависимости развиваемого момента (Мр), скорости перемещения рулей (Ω) и мощности (N) привода от скорости (V) полета ракеты: Мр=f(V2); Ω=f(V); N=f(V3).The use of the air stream flowing around the rocket as the working medium of the VDRP determines the functional dependences of the developed moment (M r ), the speed of the rudders (Ω) and the power (N) of the drive on the speed (V) of the rocket flight: M p = f (V 2 ); Ω = f (V); N = f (V 3 ).
Непрерывное изменение скорости полета ракеты на траектории движения обуславливает соответствующее непрерывное изменение мощностных параметров ВДРП: Мр=f(t); Ω=f(t); N=f(t), где t - полетное время.A continuous change in the flight speed of the rocket on the trajectory of motion determines the corresponding continuous change in the power parameters of the WLRS: M p = f (t); Ω = f (t); N = f (t), where t is flight time.
Скорость перемещения рулей в ВДРП функционально зависит от отношения статического (р∞) и полного (р0∞) давлений невозмущенного потока Ω=f(р∞/р0∞) или Ω=f[π(M∞)], где π(М∞) - газодинамическая функция, М∞ - число Маха невозмущенного потока, и возрастает с увеличением числа М∞.The speed of movement of the rudders in the VDIR functionally depends on the ratio of the static (p ∞ ) and total (p 0∞ ) pressures of the unperturbed flow Ω = f (p ∞ / p 0∞ ) or Ω = f [π (M ∞ )], where π ( M ∞ ) is the gas-dynamic function, M ∞ is the Mach number of the unperturbed flow, and increases with increasing number of M ∞ .
Для ракет с широким диапазоном изменения скорости полета (на порядок и более) ВДРП проектируют из условия обеспечения заданных динамических характеристик в режиме минимальной скорости полета ракеты на стартовом участке траектории (при выходе ракеты из контейнера), в котором ВДРП, соответственно, имеет минимальную скорость перемещения рулей. Поэтому по мере возрастания скорости ракеты максимальная скорость перемещения рулей в ВДРП увеличивается не оптимально, с точки зрения обеспечения потребных динамических характеристик, а с все возрастающим запасом.For missiles with a wide range of flight speed changes (by an order of magnitude or more), the WLRS are designed from the condition of providing the specified dynamic characteristics in the mode of the minimum flight speed of the rocket at the starting section of the trajectory (when the rocket leaves the container), in which the WLW, respectively, has a minimum travel speed steering wheels. Therefore, as the speed of the rocket increases, the maximum speed of the rudders in the VDRP does not increase optimally, from the point of view of providing the required dynamic characteristics, but with an ever-increasing supply.
Пропорциональное управление в ВДРП основано на применении релейного закона управления с вибрационной линеаризацией, реализуемого в автоколебательном контуре управления приводом или в контуре управления с ШИМ.Proportional control in VDRP is based on the application of the relay control law with vibrational linearization, implemented in a self-oscillating drive control loop or in a PWM control loop.
Рассмотренные выше особенности функционирования ВДРП в ракетах с широким диапазоном изменения скорости полета определяют недостатки вышеназванных способов и реализующих их устройств.The above-mentioned features of the functioning of the VDRP in missiles with a wide range of changes in flight speed determine the disadvantages of the above methods and devices that implement them.
В известных способе управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда и устройстве для его реализации (патент РФ №2138767) в автоколебательный контур управления привода введена обратная связь по скорости перемещения рулей: инвертированный сигнал угла поворота рулей подают через дифференцирующее звено на вход релейного элемента. Это обеспечивает повышение быстродействия привода, но не влияет на процесс возрастания амплитуды высокочастотной составляющей в процессе перемещения рулей с увеличением скорости полета ракеты. Возрастание скорости привода приводит к увеличению индуктивной составляющей лобового сопротивления ракеты и, как следствие этого, снижению ее полетной скорости и уменьшению дальности полета.In the known method for controlling an electropneumatic steering gear of a guided projectile and a device for its implementation (RF patent No. 2138767), feedback on the speed of movement of the rudders is introduced into the self-oscillating control loop of the drive: the inverted signal of the angle of rotation of the rudders is fed through a differentiating element to the input of the relay element. This provides increased drive performance, but does not affect the process of increasing the amplitude of the high-frequency component in the process of moving the rudders with an increase in the flight speed of the rocket. An increase in the drive speed leads to an increase in the inductive component of the drag of the rocket and, as a consequence, to a decrease in its flight speed and a decrease in flight range.
В известных способе управления электропневматическим рулевым приводом управляемого снаряда и устройстве для его реализации (патент РФ №2206861) уменьшение амплитуды колебаний рулей обеспечивает контур управления приводом с ШИМ, устойчивость которого обеспечивают определяемые при анализе амплитудно-фазовых частотных характеристик (АФЧХ) разомкнутого контура (или прямой цепи) запасы по фазе и амплитуде.In the known method of controlling an electropneumatic steering gear drive of a guided projectile and a device for its implementation (RF patent No. 2206861), a decrease in the amplitude of the rudder oscillations is provided by the drive control circuit with a PWM, the stability of which is determined by the analysis of the amplitude-phase frequency characteristics (AFC) of an open loop (or direct chains) reserves in phase and amplitude.
В рулевых приводах с бортовым источником питания (газовый, гидравлический, электрический), имеющих определенные значения выходных мощностных характеристик (Мр, Ω, N), по АФЧХ разомкнутого контура определяют частоту автоколебаний, которой соответствует точка пересечения фазовой характеристики с уровнем 180°, выбирают запасы по фазе и амплитуде и определяют коэффициент передачи разомкнутого контура управления привода, характеризующий добротность контура управления во всем диапазоне изменения полетной скорости ракеты.In steering drives with an on-board power supply (gas, hydraulic, electric) having certain values of the output power characteristics (M r , Ω, N), the open-loop frequency response determines the self-oscillation frequency, which corresponds to the intersection point of the phase characteristic with a level of 180 °, choose the phase and amplitude reserves determine the transfer coefficient of the open drive control loop, which characterizes the quality factor of the control loop in the entire range of rocket flight speed changes.
В ВДРП ввиду переменных по времени полета ракеты мощностных характеристик запасы по фазе и амплитуде выбирают в высокочастотной области АФЧХ разомкнутого контура управления привода для режима, в котором скорость ракеты, а следовательно, и скорость привода имеют максимальные значения. В этом режиме коэффициент передачи разомкнутого контура привода имеет максимальное значение.In VDRP, in view of the power characteristics that are variable over the flight time of the rocket, the phase and amplitude reserves are selected in the high-frequency region of the AFC of the open drive control loop for a mode in which the rocket speed, and therefore the drive speed, have maximum values. In this mode, the drive open-loop gain is at its maximum value.
При скоростях полета ракеты, меньших максимального значения АФЧХ разомкнутого контура управления, ВДРП смещается в низкочастотную область. При этом запасы по фазе и амплитуде возрастают, а коэффициент передачи и добротность контура управления привода уменьшаются, что отрицательно влияет на динамические характеристики ВДРП.When rocket flight speeds are less than the maximum open-loop frequency response of the open loop control, the VDRP is shifted to the low-frequency region. In this case, the phase and amplitude reserves increase, and the transfer coefficient and quality factor of the drive control loop decrease, which negatively affects the dynamic characteristics of the WDW.
Поэтому недостаток рассмотренных выше известных технических решений при их реализации в ВДРП - снижение коэффициента передачи (добротности) контура управления ВДРП с ШИМ при скоростях полета ракеты, меньших максимального значения, и, как следствие этого, существенное ухудшение динамических характеристик привода.Therefore, the disadvantage of the known technical solutions discussed above when implementing them in VDRP is a decrease in the transfer coefficient (quality factor) of the VDRP control circuit with PWM at missile flight speeds lower than the maximum value, and, as a result, a significant deterioration in the drive's dynamic characteristics.
Задача предлагаемых технических решений - повышение динамических характеристик ВДРП при реализации пропорционального управления в режиме ШИМ в широком диапазоне изменения скорости полета ракеты за счет коррекции коэффициента передачи (повышения добротности) разомкнутого контура управления приводом в зависимости от скорости перемещения рулей при обеспечении в контуре управления постоянных запасов по фазе и амплитуде во всем диапазоне изменения скорости полета ракеты.The objective of the proposed technical solutions is to increase the dynamic characteristics of the VDRP when proportional control is implemented in the PWM mode in a wide range of rocket flight speed changes due to the correction of the transfer coefficient (increase of the Q factor) of the open drive control loop depending on the speed of the rudders while maintaining constant reserves in the control loop of phase and amplitude over the entire range of changes in the flight speed of the rocket.
Для достижения поставленной цели в заявляемом способе пропорционального управления воздушно-динамическим рулевым приводом ракеты, основанном на формировании сигналов пропорциональных углу и скорости поворота рулей, получении сигнала ошибки в виде разности сигнала отклонения рулей с заданным системой управления ракетой, подаче сигнала ошибки через релейный элемент в привод и введении вынужденных колебаний в контуре управления привода, согласно изобретению перед релейным элементом сигнал ошибки пропускают через блок переменного коэффициента. На управляющий вход блока переменного коэффициента после последовательного выделения абсолютного значения и постоянной составляющей подают линеаризованный сигнал, пропорциональный скорости перемещения рулей. Значение коэффициента блока переменного коэффициента изменяют в зависимости от линеаризованного сигнала скорости перемещения рулей из условия обеспечения постоянных значений запасов устойчивости контура управления привода по фазе и амплитуде на всей траектории полета ракеты. Формирование вынужденных колебаний в контуре управления привода осуществляют преобразованием прямоугольного импульсного сигнала на выходе релейного элемента в треугольный и суммированием их разностного сигнала с выходным сигналом блока переменного коэффициента.To achieve the goal in the claimed method of proportional control of an air-dynamic steering gear of a rocket, based on the formation of signals proportional to the angle and speed of rotation of the rudders, receiving an error signal in the form of a signal difference of the deflection of the rudders with a given rocket control system, applying an error signal through the relay element to the drive and the introduction of forced oscillations in the drive control loop, according to the invention, before the relay element, an error signal is passed through an alternating ffitsienta. After sequential extraction of the absolute value and the constant component, a linearized signal proportional to the speed of the rudders is fed to the control input of the variable coefficient block. The coefficient value of the variable coefficient block is changed depending on the linearized signal of the rudder moving speed from the condition of ensuring constant values of the stability margins of the drive control loop in phase and amplitude over the entire flight path of the rocket. The formation of forced oscillations in the drive control loop is carried out by converting a rectangular pulse signal at the output of the relay element into a triangular one and summing their difference signal with the output signal of a variable coefficient block.
В реализующее данный способ устройство пропорционального управления воздушно-динамическим рулевым приводом ракеты, содержащее входной сумматор, прямой вход которого соединен с выходом системы управления ракеты, релейный элемент, выход которого соединен с входом привода, ДОР, выход которого соединен с инверсным входом входного сумматора, и генератор вынужденных колебаний в контуре управления привода, согласно изобретению введены блок переменного коэффициента, первый и второй сумматоры, блок выделения абсолютной величины, первое и второе апериодические звенья. Выход дифференцирующего звена соединен со входом блока выделения абсолютной величины, выход которого соединен со входом первого апериодического звена. Прямой и управляющий входы блока переменного коэффициента соединены соответственно с выходом входного сумматора и выходом первого апериодического звена. Выход блока переменного коэффициента соединен с первым прямым входом первого сумматора, выход которого соединен со входом релейного элемента. Генератор вынужденных колебаний в контуре управления привода выполнен введением обратной связи релейного элемента, в которой выход релейного элемента соединен с прямым входом второго сумматора и с входом второго апериодического звена, выход которого соединен с инверсным входом второго сумматора, а второй прямой вход первого сумматора соединен с выходом второго сумматора.In the device implementing the method, the proportional control of the air-dynamic steering gear of the rocket, comprising an input adder, the direct input of which is connected to the output of the rocket control system, a relay element, the output of which is connected to the input of the drive, a DOR, the output of which is connected to the inverse input of the input adder, and a forced oscillation generator in the drive control loop, according to the invention, a variable coefficient unit, first and second adders, an absolute value allocation unit, a first and a second are introduced swarm of aperiodic links. The output of the differentiating link is connected to the input of the absolute value allocation unit, the output of which is connected to the input of the first aperiodic link. The direct and control inputs of a variable coefficient block are connected respectively to the output of the input adder and the output of the first aperiodic link. The output of the variable coefficient block is connected to the first direct input of the first adder, the output of which is connected to the input of the relay element. The forced oscillation generator in the drive control loop is implemented by introducing feedback of the relay element, in which the output of the relay element is connected to the direct input of the second adder and to the input of the second aperiodic link, the output of which is connected to the inverse input of the second adder, and the second direct input of the first adder is connected to the output second adder.
Порядок проведения операций в заявляемом способе и конструкция заявляемого устройства пояснены схемой устройства на фиг. 1, а на фиг. 2 приведен образец осциллограммы сигнала управления (Uупp), сигналов на входе (Uвх) и выходе (Uδ) (сигнал ДОР) ВДРП, где δ - угол отклонения рулей. В схеме на фиг. 1 использованы обозначения в соответствии с ГОСТ 2.759-82 ЕСКД.The order of operations in the inventive method and the design of the inventive device are illustrated by the device diagram in FIG. 1, and in FIG. Figure 2 shows a sample oscillograms of the control signal (U upr ), signals at the input (U I ) and output (U δ ) (DOR signal) of the VDRP, where δ is the rudder deflection angle. In the circuit of FIG. 1 designations are used in accordance with GOST 2.759-82 ESKD.
Способ реализует устройство, включающее последовательно соединенные входной сумматор 1 (В×Σ), блок переменного коэффициента 2 [К(Т)], первый сумматор 3 (1Σ), релейный элемент 4 (ТН) и ВДРП 5. Позиционная отрицательная обратная связь контура управления привода выполнена в виде электрической связи выхода ДОР 6 (сигнал Us) с инверсным входом входного сумматора 1, на прямой вход которого поступает сигнал управления (Uупp), формируемый системой управления ракеты.The method implements a device including a series-connected input adder 1 (B × Σ), variable coefficient block 2 [K (T)], the first adder 3 (1Σ), relay element 4 (VT) and VDRP 5. Positional negative feedback of the control loop the drive is made in the form of an electrical connection of the output of DOR 6 (signal Us) with an inverse input of the
Введением дополнительной обратной связи, включающей последовательно соединенные дифференцирующее звено 7, на вход которого поступает сигнал Uδ с выхода ДОР 6, блок выделения абсолютной величины 8 и сглаживающий фильтр в виде первого апериодического звена 9, формируют сигнал, пропорциональный скорости перемещения рулей ВДРП и поступающий на управляющий вход блока переменного коэффициента 2.By introducing additional feedback, including a differentiating
Генератор вынужденных колебаний образован в прямой цепи контура управления привода за счет введения положительной обратной связи релейного элемента 4. Положительная обратная связь выполнена в виде второго апериодического звена 10, на вход которого поступает выходной сигнал релейного элемента 4, и второго сумматора 11, прямой вход которого соединен с выходом релейного элемента 4, инверсный вход - с выходом второго апериодического звена 10, а выход - со вторым прямым входом первого сумматора 3. Максимальная частота сигнала генератора (fг) ограничена максимальной частотой переключения электромагнита пневмораспределительного устройства ВДРП и определяется параметрами второго апериодического звена 10 (К2 и Т2). Поступающий на вход ВДРП 5 выходной сигнал генератора (Uвх) имеет форму прямоугольных импульсов, частота следования и скважность которых изменяются в зависимости от амплитуды выходного сигнала блока переменного коэффициента 2. С увеличением амплитуды выходного сигнала блока переменного коэффициента 2 частота следования сигнала Uвх уменьшается, а скважность - возрастает (и наоборот), что является следствием преобразований сигнала Uвх в цепи положительной обратной связи релейного элемента 4. Прямоугольный импульсный сигнал на выходе релейного элемента 4 вторым апериодическим звеном 10 преобразуется в треугольный сигнал, который после его вычитания из сигнала Uвх, что обеспечивает второй сумматор 11, суммируется с выходным сигналом блока переменного коэффициента 2 в сумматоре 3, а полученный суммарный сигнал поступает на вход релейного элемента 4.The forced oscillation generator is formed in the direct circuit of the drive control loop due to the introduction of positive feedback of the
При проектировании контура управления ВДРП для режима, соответствующего максимальной скорости полета ракеты, по АФЧХ разомкнутого контура управления (прямой цепи) определяют частоту автоколебаний, которой соответствует точка пересечения фазовой характеристики с уровнем 180°. Выбирают запасы по фазе и амплитуде, обеспечивающие устойчивость контура управления приводом в режиме ШИМ (без срыва в автоколебания), и определяют минимальное значение коэффициента передачи разомкнутого контура управления привода.When designing the VDRP control loop for the regime corresponding to the maximum missile flight speed, the open-loop control loop (direct circuit) determines the frequency of self-oscillations, which corresponds to the intersection point of the phase characteristic with a level of 180 °. The phase and amplitude reserves are selected to ensure the stability of the drive control loop in PWM mode (without disruption to self-oscillations), and the minimum value of the transfer coefficient of the open drive control loop is determined.
Из условия обеспечения выбранных запасов по фазе и амплитуде во всем диапазоне изменения скорости полета ракеты, а следовательно, и скорости перемещения рулей ВДРП, определяют зависимость коэффициента передачи разомкнутого контура управления привода (kp) от скорости перемещения рулей kp=f(Ω), которую реализуют в блоке переменного коэффициента 2. В результате при увеличении скорости полета ракеты коэффициент передачи в контуре управления привода будет изменяться (корректироваться) по зависимости, имеющей вид гиперболы:From the condition of providing the selected reserves in phase and amplitude over the entire range of changes in the flight speed of the rocket, and hence the speed of movement of the rudders, determine the dependence of the transmission coefficient of the open drive control loop (k p ) on the speed of movement of the rudders k p = f (Ω), which is implemented in a
где: kk - коэффициент передачи блока переменного коэффициента;where: k k is the transmission coefficient of the variable coefficient block;
Uω - сигнал, поступающий с выхода первого апериодического звена на управляющий вход блока переменного коэффициента;U ω is the signal from the output of the first aperiodic link to the control input of a variable coefficient block;
а, b, с - константы, определяемые из условия постоянства запасов по фазе и амплитуде, обеспечивающих устойчивость контура управления привода. a , b, c - constants determined from the condition of constancy of reserves in phase and amplitude, ensuring the stability of the drive control loop.
Практическая реализация рассмотренного устройства предполагает использование отечественной базы аналоговых или цифровых элементов.The practical implementation of the considered device involves the use of a domestic base of analog or digital elements.
Таким образом, предлагаемый способ пропорционального управления ВДРП обеспечивает повышение динамических характеристик привода и точности отработки сигнала управления в широком диапазоне изменения скорости полета ракеты за счет коррекции коэффициента передачи (повышения добротности) разомкнутого контура управления ВДРП в зависимости от скорости перемещения рулей при обеспечении в контуре управления постоянных запасов по фазе и амплитуде.Thus, the proposed method of proportional control of the VDRP provides an increase in the dynamic characteristics of the drive and accuracy of the control signal in a wide range of changes in the flight speed of the rocket due to the correction of the transmission coefficient (increase in the quality factor) of the open control loop of the VDRP depending on the speed of movement of the rudders while providing constant reserves in phase and amplitude.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016126289A RU2630462C1 (en) | 2016-06-29 | 2016-06-29 | Method of proportional control of rocket air-dynamic control actuator and device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016126289A RU2630462C1 (en) | 2016-06-29 | 2016-06-29 | Method of proportional control of rocket air-dynamic control actuator and device for its implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2630462C1 true RU2630462C1 (en) | 2017-09-08 |
Family
ID=59798030
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016126289A RU2630462C1 (en) | 2016-06-29 | 2016-06-29 | Method of proportional control of rocket air-dynamic control actuator and device for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2630462C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2748828C1 (en) * | 2020-05-12 | 2021-05-31 | Российская Федерация в лице Министерства обороны РФ | Method and device for initiating an air-dynamic steering drive of a guided aerial bomb, a method for checking the readiness of an air-dynamic steering drive before dropping a guided aerial bomb, an air-dynamic steering gear and control equipment for an air-dynamic steering drive of an aerial bomb |
| CN114488794A (en) * | 2021-12-30 | 2022-05-13 | 北京动力机械研究所 | Method for inhibiting nutation of stamping range-increasing cannonball by adopting rudder |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5042742A (en) * | 1989-12-22 | 1991-08-27 | Hughes Aircraft Company | Microcontroller for controlling an airborne vehicle |
| RU2092784C1 (en) * | 1992-12-14 | 1997-10-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Self-sustained autopilot of guided missile |
| RU2138767C1 (en) * | 1997-11-25 | 1999-09-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method and device for control of electropneumatic actuator |
| RU2233464C2 (en) * | 2002-10-09 | 2004-07-27 | Открытое акционерное общество "Павловский машиностроительный завод ВОСХОД" | Electrohydraulic directly controlled servo drive |
| RU2243491C1 (en) * | 2003-06-18 | 2004-12-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Relay pneumo-hydraulic drive with linearization by oscillation of rocket control systems and armament installations |
| RU2362108C2 (en) * | 2007-09-24 | 2009-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for formation of commands to control rockets, rockets rotating along list angle, means of correcting list and corrector for list angle |
| RU2362107C2 (en) * | 2007-09-24 | 2009-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of introducing rockets into zone of control, rotating along angle of list, and rocket systems |
-
2016
- 2016-06-29 RU RU2016126289A patent/RU2630462C1/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5042742A (en) * | 1989-12-22 | 1991-08-27 | Hughes Aircraft Company | Microcontroller for controlling an airborne vehicle |
| RU2092784C1 (en) * | 1992-12-14 | 1997-10-10 | Конструкторское бюро приборостроения | Self-sustained autopilot of guided missile |
| RU2138767C1 (en) * | 1997-11-25 | 1999-09-27 | Конструкторское бюро приборостроения | Method and device for control of electropneumatic actuator |
| RU2233464C2 (en) * | 2002-10-09 | 2004-07-27 | Открытое акционерное общество "Павловский машиностроительный завод ВОСХОД" | Electrohydraulic directly controlled servo drive |
| RU2243491C1 (en) * | 2003-06-18 | 2004-12-27 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Relay pneumo-hydraulic drive with linearization by oscillation of rocket control systems and armament installations |
| RU2362108C2 (en) * | 2007-09-24 | 2009-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method for formation of commands to control rockets, rockets rotating along list angle, means of correcting list and corrector for list angle |
| RU2362107C2 (en) * | 2007-09-24 | 2009-07-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of introducing rockets into zone of control, rotating along angle of list, and rocket systems |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2748828C1 (en) * | 2020-05-12 | 2021-05-31 | Российская Федерация в лице Министерства обороны РФ | Method and device for initiating an air-dynamic steering drive of a guided aerial bomb, a method for checking the readiness of an air-dynamic steering drive before dropping a guided aerial bomb, an air-dynamic steering gear and control equipment for an air-dynamic steering drive of an aerial bomb |
| CN114488794A (en) * | 2021-12-30 | 2022-05-13 | 北京动力机械研究所 | Method for inhibiting nutation of stamping range-increasing cannonball by adopting rudder |
| CN114488794B (en) * | 2021-12-30 | 2024-04-19 | 北京动力机械研究所 | Method for restraining nutation of stamping range-extending shell by adopting rudder |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Erhard et al. | Flight control of tethered kites in autonomous pumping cycles for airborne wind energy | |
| CN104252133B (en) | Longitudinal control law smooth switching method of unmanned aerial vehicle | |
| RU2630462C1 (en) | Method of proportional control of rocket air-dynamic control actuator and device for its implementation | |
| JP5843471B2 (en) | Rocket, rocket control method, and rocket evaluation method using pressure compensation | |
| Stepanyan et al. | Adaptive control with reference model modification | |
| CN105159076A (en) | Fusion type adaptive robust-based electro-hydraulic load simulator force control method | |
| CN106707759A (en) | Airplane Herbst maneuvering control method | |
| CN105334732A (en) | Micro-gyroscope double-feedback regression neural network sliding-mode control method | |
| CN105911862A (en) | Electric heating furnace temperature control method | |
| An et al. | Modeling dynamic lift response to actuation | |
| RU2569580C2 (en) | Method of formation of adaptive signal of control and stabilisation of angular movement of aircraft, and device for its implementation | |
| Wu et al. | Dual-input/single-output extremum-seeking system for jet control | |
| Lee et al. | Missile autopilot design for agile turn using time delay control with nonlinear observer | |
| US8065046B2 (en) | Olivo-cerebellar controller | |
| CN107783543A (en) | A kind of depopulated helicopter Loop analysis full envelope flight control method | |
| Plestan et al. | Advances in high order and adaptive sliding mode control–theory and applications | |
| Lee et al. | Immersion and invariance-based adaptive wing rock control with nonlinear terminal manifold | |
| RU2527391C2 (en) | Method and system for control over rocket | |
| Ignatyev et al. | Application of neural networks in the simulation of dynamic effects of canard aircraft aerodynamics | |
| RU2435131C1 (en) | Method to control aircraft with self-oscillating device of aerodynamic control surfaces | |
| RU2647405C1 (en) | Adaptive system with reference model for control of aircraft | |
| JP5984608B2 (en) | Control device | |
| Raibaudo et al. | Adaptive flow control laws: A simulation based comparison with low order models | |
| Lei et al. | Universal output feedback and Nussbaum gain adaptive control of supersonic missiles with unknown control direction | |
| RU2536838C2 (en) | Missile control method and control system for its implementation |