RU75066U1 - SYMMETRIC ROCKER CONTROL SIGNALS FORMING DEVICE - Google Patents
SYMMETRIC ROCKER CONTROL SIGNALS FORMING DEVICE Download PDFInfo
- Publication number
- RU75066U1 RU75066U1 RU2008108381/22U RU2008108381U RU75066U1 RU 75066 U1 RU75066 U1 RU 75066U1 RU 2008108381/22 U RU2008108381/22 U RU 2008108381/22U RU 2008108381 U RU2008108381 U RU 2008108381U RU 75066 U1 RU75066 U1 RU 75066U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- digital
- rocket
- adder
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей, содержащее два идентичных канала поперечного управления, каждый из которых включает в себя формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению, содержащий датчик линейного ускорения, выход которого соединен с первым входом первого сумматора, второй вход которого подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления ракетой, первый масштабирующий усилитель, выход которого является выходом этого формирователя; формирователь сигнала управления приводом пары рулей, находящихся в одной плоскости, содержащий последовательно включенные датчик угловой скорости, первый инвертор и третий масштабирующий усилитель, выход которого является выходом этого формирователя, отличающееся тем, что первый сумматор, первый инвертор, первый и второй масштабирующие усилители выполнены цифровыми, в качестве датчиков линейного ускорения и угловой скорости использованы соответствующие датчики с цифровым выходом, в формирователь сигнала ошибки введены цифровой интегратор, второй сумматор, второй цифровой масштабирующий усилитель, в каждый из упомянутых каналов управления введены цифровой формирователь сигнала, пропорционального углу атаки ракеты, и блок цифроаналоговых преобразователей (ЦАП); при этом в цифровом формирователе сигнала ошибки вход интегратора соединен с выходом первого сумматора, а выход - с первым входом второго сумматора, выход которого соединен с входом первого масштабирующего усилителя, а второй вход - выходом второго масштабирующего усилителя, вход кA device for generating control signals for rudders of a symmetrical rocket with a cross-shaped arrangement of four aerodynamic rudders, containing two identical lateral control channels, each of which includes a transverse acceleration error signal generator containing a linear acceleration sensor, the output of which is connected to the first input of the first adder, the second input which is connected to the corresponding output of the onboard missile control system, the first scaling amplifier, the output of which is the output th of this generator; a driver signal for controlling a drive of a pair of rudders located in the same plane, comprising in series an angular velocity sensor, a first inverter and a third scaling amplifier, the output of which is the output of this former, characterized in that the first adder, the first inverter, the first and second scaling amplifiers are digital , the corresponding sensors with digital output were used as linear acceleration and angular velocity sensors, a digital input was introduced into the error signal driver a tegrator, a second adder, a second digital scaling amplifier, a digital driver of a signal proportional to the angle of attack of the rocket, and a block of digital-to-analog converters (DAC) are introduced into each of the mentioned control channels; in this case, in the digital signal driver of the error, the integrator input is connected to the output of the first adder, and the output is connected to the first input of the second adder, the output of which is connected to the input of the first scaling amplifier, and the second input is the output of the second scaling amplifier, the input to
Description
Полезная модель относится к управлению летательными аппаратами и может быть использована в системах стабилизации полета симметричных зенитных управляемых ракет (ЗУР) с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей.The utility model relates to control of aircraft and can be used in flight stabilization systems of symmetrical anti-aircraft guided missiles (SAM) with a cross-shaped arrangement of four aerodynamic rudders.
Управление современными скоростными ЗУР осуществляется с помощью бортовых систем стабилизации, которые в общем случае выполняются в виде трехканальной системы автоматического регулирования - относительно поперечных осей (каналы поперечного управления в плоскостях расположения двух пар аэродинамических рулей) и продольной оси (канал крена) ракеты. Наиболее распространенной и используемой для стабилизации ЗУР является система стабилизации с обратными связями по угловой скорости и линейному ускорению.Modern high-speed missiles are controlled using on-board stabilization systems, which in the general case are implemented as a three-channel automatic control system - relative to the transverse axes (transverse control channels in the planes of two pairs of aerodynamic rudders) and the longitudinal axis (roll channel) of the rocket. The most common and used to stabilize SAMs is a stabilization system with feedbacks on angular velocity and linear acceleration.
Известно устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракетой, содержащее два идентичных канала поперечного управления, каждый из которых включает в себя формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению, содержащий датчик линейного ускорения, выход которого соединен с первым входом сумматора, второй вход которого подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления ракетой, а выход соединен с входом первого масштабирующего усилителя, выход которого является выходом этого формирователя; формирователь сигнала управления приводом пары рулей, находящихся в одной плоскости, содержащий последовательно включенные датчик угловой скорости, инвертор и второй масштабирующий усилитель, выход которого является выходом этого формирователя. Данные формирователи образуют в контуре управления обратные связи, соответственно, по линейному ускорению и угловой скорости [Проектирование зенитных управляемых ракет. Под ред. И.С.Голубева и В.Г. Светлова. М. Изд. МАИ, 1999, стр.404-405].A device for generating steering control signals of a symmetrical rocket is known, comprising two identical lateral control channels, each of which includes a transverse acceleration error signal generator, comprising a linear acceleration sensor, the output of which is connected to the first input of the adder, the second input of which is connected to the corresponding output of the side missile control systems, and the output is connected to the input of the first scaling amplifier, the output of which is the output of this shaper; shaper control signal drive a pair of rudders located in the same plane, containing serially connected angular velocity sensor, inverter and a second scaling amplifier, the output of which is the output of this shaper. These shapers form feedback loops in the control loop, respectively, according to linear acceleration and angular velocity [Design of anti-aircraft guided missiles. Ed. I.S. Golubeva and V.G. Svetlova. M. Publ. MAI, 1999, pp. 404-405].
Причиной, препятствующей достижению указанного ниже технического результата при осуществлении известного устройства формирования сигналов управления симметричной ракетой, является недостаточная точность управления ракетой из-за наличия систематической статической ошибки между значениями заданной команды управления и бокового линейного ускорения, отрабатываемого ракетой. Это обусловлено тем, что передаточная функция замкнутой системы стабилизации определяется такими параметрами, как динамический коэффициент статической устойчивости, эффективность аэродинамических рулей, The reason that impedes the achievement of the technical result indicated below in the implementation of the known device for generating control signals for a symmetrical missile is the lack of accuracy of the missile control due to the presence of a systematic static error between the values of the given control command and the lateral linear acceleration practiced by the missile. This is due to the fact that the transfer function of a closed stabilization system is determined by such parameters as the dynamic coefficient of static stability, the efficiency of aerodynamic rudders,
скорость полета, нормальная сила, создаваемая за счет угла атаки ракеты, передаточные числа автопилота по боковому линейному ускорению. Поскольку в известном устройстве отсутствует обратная связь по углу атаки ракеты, передаточная функция системы в принципе не может быть равна единице, что и обуславливает недостаточную точность управления ракетой.flight speed, normal force created by the angle of attack of the rocket, autopilot gear ratios for lateral linear acceleration. Since in the known device there is no feedback on the angle of attack of the rocket, the transfer function of the system, in principle, cannot be equal to unity, which leads to insufficient accuracy of rocket control.
Задачей полезной модели является разработка устройства, обеспечивающего астатическое формирование сигналов управления симметричной ракетой, при котором в установившемся режиме ее полета достигается равенство отрабатываемого линейного бокового ускорения соответствующей команде управления. Технический результат при осуществлении полезной модели выражается в повышении точности управления симметричной ракетой.The objective of the utility model is to develop a device that provides the astatic generation of symmetric missile control signals, in which, in the steady state of its flight, equality of the developed linear lateral acceleration to the corresponding control command is achieved. The technical result in the implementation of the utility model is expressed in increasing the accuracy of control of a symmetrical missile.
Это достигается тем, что в известное устройство формирования сигналов управления симметричной ракетой с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей, содержащее два идентичных канала поперечного управления, каждый из которых включает в себя формирователь сигнала ошибки по поперечному ускорению, содержащий датчик линейного ускорения, выход которого соединен с первым входом первого сумматора, второй вход которого подключен к соответствующему выходу бортовой системы управления ракетой, первый масштабирующий усилитель, выход которого является выходом этого формирователя; формирователь сигнала управления приводом пары рулей, находящихся в одной плоскости, содержащий последовательно включенные датчик угловой скорости, первый инвертор и третий масштабирующий усилитель, выход которого является выходом этого формирователя, согласно полезной модели первый сумматор, первый инвертор, первый и второй масштабирующие усилители выполнены цифровыми, в качестве датчиков линейного ускорения и угловой скорости использованы соответствующие датчики с цифровым выходом, в формирователь сигнала ошибки введены цифровой интегратор, второй сумматор, второй цифровой масштабирующий усилитель, в каждый из упомянутых каналов управления введены блок цифро-аналоговых преобразователей (ЦАП) и цифровой формирователь сигнала, пропорционального углу атаки ракеты; при этом в формирователе сигнала ошибки вход цифрового интегратора соединен с выходом первого цифрового сумматора, а выход - с первым входом второго цифрового сумматора, выход которого соединен с входом первого цифрового масштабирующего усилителя, а второй вход - выходом второго цифрового масштабирующего усилителя, вход которого соединен с первым входом первого сумматора; цифровой формирователь сигнала, пропорционального углу атаки ракеты содержит последовательно включенные вычислитель плотности воздуха и скорости звука, делитель, вычислитель коэффициента подъемной силы ракеты, первый, второй и третий умножители, вычислитель угла атаки ракеты, второй инвертор и четвертый масштабирующий усилитель, выход которого является выходом формирователя, при этом первый и второй входы вычислителя This is achieved by the fact that in the known device for generating control signals of a symmetrical rocket with a cross-shaped arrangement of four aerodynamic rudders, containing two identical lateral control channels, each of which includes a transverse acceleration error signal generator containing a linear acceleration sensor, the output of which is connected to the first the input of the first adder, the second input of which is connected to the corresponding output of the onboard missile control system, the first scaling amplifier whose output is the output of this shaper; a driver signal for controlling a drive of a pair of rudders located on the same plane, comprising an angular velocity sensor, a first inverter and a third scaling amplifier, the output of which is the output of this former, according to a utility model, the first adder, the first inverter, the first and second scaling amplifiers are digital, as sensors of linear acceleration and angular velocity, the corresponding sensors with digital output are used, digitally introduced into the error signal driver th integrator, second adder, second digital scaling amplifier, a block of digital-to-analog converters (DAC) and a digital signal shaper proportional to the angle of attack of the rocket are introduced into each of the mentioned control channels; at the same time, in the error signal conditioner, the input of the digital integrator is connected to the output of the first digital adder, and the output is connected to the first input of the second digital adder, the output of which is connected to the input of the first digital scaling amplifier, and the second input is the output of the second digital scaling amplifier, the input of which is connected to the first input of the first adder; a digital signal shaper proportional to the angle of attack of the rocket contains sequentially included a calculator of air density and sound velocity, a divider, a calculator of the lift coefficient of the rocket, the first, second and third multipliers, a calculator of the angle of attack of the rocket, a second inverter and a fourth scaling amplifier, the output of which is the output of the shaper , while the first and second inputs of the calculator
плотности воздуха и скорости звука подключены к бортовому оборудованию, соответственно, к выходу измерителя высоты и выходу измерителя скорости ракеты, к которому также подключены вторые входы делителя и второго умножителя; второй выход вычислителя плотности воздуха и скорости звука соединен со вторым входом первого умножителя, второй вход третьего умножителя соединен с источником сигнала, пропорционального отношению миделя ракеты к ее массе, ко второму входу вычислителя угла атаки ракеты подключен выход датчика угловой скорости вращения ракеты, а выходы первого, третьего и четвертого цифровых масштабирующих усилителей соединены с входами ЦАП, выход которого является выходом канала поперечного управления.air density and sound velocity are connected to the on-board equipment, respectively, to the output of the height meter and the output of the rocket speed meter, to which the second inputs of the divider and the second multiplier are also connected; the second output of the calculator of air density and sound speed is connected to the second input of the first multiplier, the second input of the third multiplier is connected to a signal source proportional to the ratio of the midship rocket to its mass, the output of the angular velocity sensor of the rocket is connected to the second input of the calculator of the angle of attack of the rocket, and the outputs of the first , the third and fourth digital scaling amplifiers are connected to the inputs of the DAC, the output of which is the output of the transverse control channel.
Введение интегратора в обратную связь по боковому линейному ускорению обеспечивает астатизм замкнутой системы стабилизации. Включение второго масштабирующего усилителя параллельно первому сумматору и интегратору образует интегро-дифференцирующее звено, благодаря чему возникает эффект дифференцирования сигналов в цепи прохождения команд радиоуправления. Введение вычислителя угла атаки является новым и обеспечивает позиционную обратную связь по углу атаки. Выполнение устройства формирования сигналов управления на элементах цифровой техники позволяет увеличить собственную частоту замкнутой системы стабилизации до 50-100 Гц, что принципиально невозможно при аналоговом выполнении устройства. Все это обеспечивает повышение точности управления ракетой.The introduction of an integrator in the feedback on lateral linear acceleration provides astatism of a closed stabilization system. The inclusion of a second scaling amplifier parallel to the first adder and integrator forms an integro-differentiating link, due to which there is an effect of signal differentiation in the chain of passage of the radio control commands. The introduction of the angle of attack calculator is new and provides positional feedback on the angle of attack. The implementation of the device forming control signals on the elements of digital technology allows you to increase the natural frequency of a closed stabilization system to 50-100 Hz, which is fundamentally impossible with the analog execution of the device. All this provides an increase in the accuracy of missile control.
Полезная модель поясняется чертежами, на которых представлены: фиг.1 - структурная схема канала поперечного управления устройства формирования сигналов управления симметричной ракетой; фиг.2 - график зависимости скорости звука от высоты; фиг.3 - график зависимости массовой плотности воздуха от высоты.The utility model is illustrated by drawings, in which: FIG. 1 is a structural diagram of a transverse control channel of a device for generating control signals of a symmetrical missile; figure 2 is a graph of the speed of sound versus altitude; figure 3 is a graph of the mass density of air from height.
Устройство формирования сигналов управления симметричной ракетой с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей состоит из двух идентичных каналов поперечного управления соответствующей парой этих рулей. Каждый из каналов (фиг.1) содержит цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению, цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости и цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты. Цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению содержит датчик бокового линейного ускорения 1, последовательно включенные первый цифровой сумматор 2, цифровой интегратор 3, второй цифровой сумматор 4 и первый цифровой масштабирующий усилитель 5, выход которого подключен к первому входу блока ЦАП 6. Первый вход цифрового сумматора 2, являясь входом канала, подключен к соответствующему цифровому выходу бортовой системы управления ракетой (на схеме не показано), к которому также подключен вход второго цифрового The device for generating control signals for a symmetrical rocket with a cross-shaped arrangement of four aerodynamic rudders consists of two identical lateral control channels of the corresponding pair of these rudders. Each of the channels (Fig. 1) contains a digital driver of a control signal with feedback on lateral linear acceleration, a digital driver of a control signal with feedback on angular velocity and a digital driver of a control signal with feedback on the angle of attack of the rocket. The digital driver of the control signal with feedback on lateral linear acceleration contains a lateral linear acceleration sensor 1, a first digital adder 2, a digital integrator 3, a second digital adder 4, and a first digital scaling amplifier 5, the output of which is connected to the first input of the DAC 6, in series. The first input of the digital adder 2, being the channel input, is connected to the corresponding digital output of the onboard missile control system (not shown in the diagram), to which the input to digital
масштабирующего усилителя 7, выход которого соединен с вторым входом второго цифрового сумматора 4. Второй вход первого цифрового сумматора 2 соединен с цифровым выходом датчика линейного ускорения 1.a scaling amplifier 7, the output of which is connected to the second input of the second digital adder 4. The second input of the first digital adder 2 is connected to the digital output of the linear acceleration sensor 1.
Цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости вращения ракеты содержит датчик угловой скорости 8 с цифровым выходом, с которым последовательно соединены первый цифровой инвертор 9 и третий цифровой масштабирующий усилитель 10, выход которого подключен ко второму входу блока ЦАП 6.The digital driver of the control signal with feedback on the angular velocity of rotation of the rocket contains an angular velocity sensor 8 with a digital output, to which the first digital inverter 9 and the third digital scaling amplifier 10 are connected in series, the output of which is connected to the second input of the DAC unit 6.
Цифровой формирователь управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты содержит последовательно включенные цифровые вычислитель плотности воздуха и скорости звука 11, делитель 12, вычислитель коэффициента подъемной силы ракеты 13, первый 14, второй 15 и третий 16 умножители, вычислитель угла атаки ракеты 17, второй инвертор 18 и четвертый масштабирующий усилитель 19, выход которого подключен к третьему входу блока ЦАП 6. Первый и второй входы вычислителя плотности воздуха и скорости звука 11 подключены к бортовому оборудованию, соответственно, к выходу измерителя высоты Н и выходу измерителя скорости V ракеты (на схеме не показаны). Ко второму входу вычислителя плотности воздуха и скорости звука 11 также подключены вторые входы делителя 12 и второго умножителя 15, а ко второму выходу - второй вход первого умножителя 14. Второй вход третьего умножителя 16 соединен с источником сигнала, пропорционального отношению миделя ракеты к ее массе (на схеме не показан). Второй вход вычислителя угла атаки ракеты 17 соединен с цифровым выходом датчика угловой скорости 8. Вторые входы первого 5, второго 7, третьего 10 и четвертого 19 масштабирующих усилителей подключены к соответствующим выходам автопилота ракеты (на схеме не показано). Выходы блока ЦАП 6 являются выходами канала поперечного управления, которые связаны с рулевым приводом соответствующей пары аэродинамических рулей ракеты (на схеме не показано). В качестве перечисленных элементов схемы устройства, за исключением датчиков 1 и 8, могут быть использованы типовые элементы бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) ракеты.The digital driver of the control signal with feedback on the angle of attack of the rocket contains sequentially connected digital calculator of air density and sound velocity 11, the divider 12, the calculator of the lift coefficient of the rocket 13, the first 14, the second 15 and the third 16 multipliers, the calculator of the angle of attack of the rocket 17, the second an inverter 18 and a fourth scaling amplifier 19, the output of which is connected to the third input of the DAC unit 6. The first and second inputs of the calculator of air density and sound velocity 11 are connected to the on-board equipment, respectively GOVERNMENTAL to the output meter height H and V output rocket speed meter (not shown in the diagram). The second inputs of the divider 12 and the second multiplier 15 are also connected to the second input of the air density and sound velocity calculator 11, and the second input of the first multiplier 14 is connected to the second output. The second input of the third multiplier 16 is connected to a signal source proportional to the ratio of the rocket midship to its mass ( not shown in the diagram). The second input of the calculator of the angle of attack of the rocket 17 is connected to the digital output of the angular velocity sensor 8. The second inputs of the first 5, second 7, third 10 and fourth 19 scaling amplifiers are connected to the corresponding outputs of the autopilot of the rocket (not shown in the diagram). The outputs of the DAC block 6 are the outputs of the transverse control channel, which are connected to the steering gear of the corresponding pair of rocket aerodynamic rudders (not shown in the diagram). As the listed elements of the device circuit, with the exception of sensors 1 and 8, typical elements of the on-board digital computer (BCM) of the rocket can be used.
Устройство формирования сигналов управления рулями симметричной ракеты с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей работает следующим образом. При отработке ракетой команд радиоуправления λ в поперечных плоскостях связанной системы координат возникают боковые линейные ускорения W и угловые скорости вращения ω относительно ее поперечных осей, измеряемые в каждом канале поперечного управления, соответственно, датчиком боковых линейных ускорений 1 и датчиком угловой скорости 8. В цифровом формирователе управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению сигнал, пропорциональный значению команды радиоуправления λ, поступает на первый вход первого сумматора 2, на второй вход которого подается цифровой The device for generating control signals for the rudders of a symmetrical rocket with a cross-shaped arrangement of four aerodynamic rudders works as follows. When a rocket develops radio control commands λ in the transverse planes of the associated coordinate system, lateral linear accelerations W and angular rotational speeds ω relative to its transverse axes arise, measured in each transverse control channel, respectively, with lateral linear acceleration sensor 1 and angular velocity sensor 8. In a digital driver a control signal with feedback on lateral linear acceleration, a signal proportional to the value of the radio control command λ is supplied to the first input of the first adder 2, on the second input of which digital
инвертированный сигнал, пропорциональный величине бокового линейного ускорения W, с выхода датчика бокового линейного ускорения 1. На выходе первого сумматора 2 выделяется сигнал ошибки, пропорциональный разности сигнала радиоуправления λ и сигнала, пропорционального W. Этот сигнал интегрируется (3) и подается на первый вход второго масштабирующего усилителя 4, на второй вход которого подается с выхода второго масштабирующего усилителя 7 сигнал радиоуправления 2, масштабированный передаточным числом автопилота Т∂. За счет этого в передаточной функции замкнутой системы стабилизации появляется интегро-дифференцирующее звено (1+рТ∂), с эффектом дифференцирования, позволяющим скомпенсировать запаздывание от инерционного звена (1+рT1) и тем самым расширить полосу пропускания системы стабилизации. Выходной сигнал второго сумматора 4 масштабируется (5) передаточным числом автопилота, преобразуется в аналоговую форму в блоке ЦАП 6 и в качестве управляющего сигнала с обратной связью по боковому линейному ускорению подается в рулевой привод соответствующей пары аэродинамических рулей ракеты.an inverted signal proportional to the value of the lateral linear acceleration W from the output of the lateral linear acceleration sensor 1. At the output of the first adder 2, an error signal is proportional to the difference of the radio control signal λ and the signal proportional to W. This signal is integrated (3) and fed to the first input of the second a scaling amplifier 4, the second input of which is supplied from the output of the second scaling amplifier 7, a radio control signal 2, scaled by the gear ratio of the autopilot T ∂ . Due to this, an integro-differentiating link (1 + рТ ∂ ) appears in the transfer function of the closed stabilization system, with a differentiation effect, which makes it possible to compensate for the delay from the inertial link (1 + рТ 1 ) and thereby expand the passband of the stabilization system. The output signal of the second adder 4 is scaled (5) by the gear ratio of the autopilot, converted into analog form in the DAC block 6, and fed into the steering gear of the corresponding pair of rocket aerodynamic rudders as a control signal with feedback on lateral linear acceleration.
В цифровом формирователе управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости вращения ракеты формируемый датчиком угловой скорости 8 сигнал, пропорциональный величине угловой скорости ω, инвертируется (9), масштабируется (10) передаточным числом автопилота, преобразуется в аналоговую форму в блоке ЦАП бив качестве управляющего сигнала с обратной связью по угловой скорости подается в рулевой привод этой же пары аэродинамических рулей ракеты.In a digital control signal driver with feedback on the angular velocity of rocket rotation, the signal generated by the angular velocity sensor 8, which is proportional to the angular velocity ω, is inverted (9), scaled (10) by the autopilot gear ratio, and converted to an analog form in the DAC unit by using the quality of the control signal with angular velocity feedback, it is fed into the steering gear of the same pair of rocket aerodynamic rudders.
Формирование управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки ракеты осуществляется следующим образом. Угол атаки ракеты α может быть определен по приведенной выше формуле, в которой динамический коэффициент подъемной силы ракеты a4, создаваемой аэродинамическим способом за счет угла атаки, определяется известным выражением [Проектирование зенитных управляемых ракет. Под ред. И.С.Голубева и В.Г. Светлова. М. Изд. МАИ, 1999, стр.404-405]:The formation of the control signal with feedback on the angle of attack of the rocket is as follows. The angle of attack of the rocket α can be determined by the above formula, in which the dynamic coefficient of lift of the rocket a 4 , created by the aerodynamic method due to the angle of attack, is determined by the well-known expression [Design of anti-aircraft guided missiles. Ed. I.S. Golubeva and V.G. Svetlova. M. Publ. MAI, 1999, pp. 404-405]:
, ,
где - коэффициент подъемной силы ракеты;Where - rocket lift coefficient;
- скоростной напор; - speed head;
S - мидель ракеты;S - midship rocket;
m - вес ракеты;m is the weight of the rocket;
V - скорость полета ракеты.V is the flight speed of the rocket.
Из бортовой аппаратуры ракеты, например, от цифровой инерциальной системы наведения, цифровые сигналы, пропорциональные текущим значениям высоты и скорости полета поступают, соответственно, на первый и второй входы вычислителя 11, в памяти которого хранится таблица параметров стандартной атмосферы [Таблица стандартной атмосферы. ГОСТ 4401-64, 1964]. На основании показателей и методом интерполяции табличных значений (фиг.2, фиг.3) определяются массовая плотность воздуха ρ и скорость звука a и формируются цифровые сигналы, пропорциональные текущим значениям и . Цифровые сигналы, пропорциональные , поступают также на второй вход делителя 12, на первый вход которого подаются цифровые сигналы, пропорциональные текущим значениям скорости звука . Путем деления цифрового сигнала на цифровой сигнал формируется цифровой сигнал, пропорциональный текущему значению числа Маха (), который поступает в вычислитель 13, в памяти которого хранится априорная зависимость коэффициента подъемной силы ракеты в функции числа Маха. На основании текущего значения методом интерполяции табличных значений определяется текущее значение и формируется пропорциональный ему цифровой сигнал, который в первом умножителе 14 перемножается с цифровым сигналом, пропорциональным массовой плотности воздуха , поступающим со второго выхода вычислителя 11. Далее цифровой сигнал, пропорциональный произведению (·), во втором умножителе 15 перемножается с цифровым сигналом, пропорциональным текущей скорости полета ракеты , поступающим на его второй вход. Результатом обработки этих сигналов является цифровой сигнал, пропорциональный произведению коэффициента подъемной силы ракеты на скоростной напор q, который поступает в третий умножитель 16. На его второй вход из БЦВМ ракеты поступают цифровые сигналы, пропорциональные постоянной величине отношения миделя S к весу m ракеты. Результатом обработки этих сигналов является цифровой сигнал, пропорциональный значению динамического коэффициента подъемной силы ракеты a4, который поступает на первый вход вычислителя угла атаки 17, на второй вход которого поступает цифровой сигнал, пропорциональный угловой скорости ω с выхода датчика угловой скорости 8. С выхода вычислителя 17 снимается цифровой сигнал, пропорциональный текущему значению угла атаки ракеты , который инвертируется (18), масштабируется (19) передаточным числом автопилота, преобразуется в аналоговую форму в блоке ЦАП 6 и в качестве управляющего сигнала с обратной связью по углу атаки подается в рулевой привод этой же пары аэродинамических рулей ракеты.From the onboard equipment of the rocket, for example, from a digital inertial guidance system, digital signals proportional to current altitude values and flight speed arrive, respectively, at the first and second inputs of the calculator 11, in the memory of which a table of parameters of the standard atmosphere is stored [Table of the standard atmosphere. GOST 4401-64, 1964]. Based on indicators and the method of interpolating tabular values (FIG. 2, FIG. 3) determines the mass density of air ρ and the speed of sound a and digital signals are generated that are proportional to the current values and . Digital signals proportional also arrive at the second input of the divider 12, the first input of which digital signals are proportional to the current values of the speed of sound . By dividing the digital signal to digital signal a digital signal is generated proportional to the current value of the Mach number ( ), which enters the calculator 13, in the memory of which the a priori dependence of the rocket lift coefficient is stored as a function of the Mach number. Based on current value the table value interpolation method determines the current value and a digital signal proportional to it is formed, which in the first multiplier 14 is multiplied with a digital signal proportional to the mass density of air coming from the second output of the calculator 11. Next, a digital signal proportional to the product ( · ), in the second multiplier 15 is multiplied with a digital signal proportional to the current flight speed of the rocket entering his second entrance. The result of processing these signals is a digital signal proportional to the product of the rocket's lift coefficient to the pressure head q, which enters the third multiplier 16. Digital signals proportional to the constant ratio of the midship S to the weight m of the rocket arrive at its second input from the missile computer. The result of processing these signals is a digital signal proportional to the value of the dynamic rocket lift coefficient a 4 , which is fed to the first input of the calculator of the angle of attack 17, the second input of which receives a digital signal proportional to the angular velocity ω from the output of the angular velocity sensor 8. From the output of the calculator 17 a digital signal is proportional to the current value of the angle of attack of the rocket which is inverted (18), scaled (19) by the gear ratio of the autopilot, converted to analog form in the DAC 6 unit and fed into the steering gear of the same pair of rocket aerodynamic rudders as a control signal with feedback on the angle of attack.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008108381/22U RU75066U1 (en) | 2008-03-06 | 2008-03-06 | SYMMETRIC ROCKER CONTROL SIGNALS FORMING DEVICE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008108381/22U RU75066U1 (en) | 2008-03-06 | 2008-03-06 | SYMMETRIC ROCKER CONTROL SIGNALS FORMING DEVICE |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU75066U1 true RU75066U1 (en) | 2008-07-20 |
Family
ID=48232614
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008108381/22U RU75066U1 (en) | 2008-03-06 | 2008-03-06 | SYMMETRIC ROCKER CONTROL SIGNALS FORMING DEVICE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU75066U1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| USD751411S1 (en) | 2011-06-02 | 2016-03-15 | Avion Spirits LLC | Bottle |
-
2008
- 2008-03-06 RU RU2008108381/22U patent/RU75066U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| USD751411S1 (en) | 2011-06-02 | 2016-03-15 | Avion Spirits LLC | Bottle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Calise et al. | Nonlinear adaptive flight control using neural networks | |
| CN109782795B (en) | Transverse control method and control system for coupled surface-symmetric hypersonic aircraft | |
| Lee et al. | Adaptive nonlinear control system design for helicopter robust command augmentation | |
| CN106774361B (en) | It is a kind of based on feedforward and feedback complex control aircraft carrier the warship stern stream suppressing method of warship | |
| Kim et al. | Trajectory tracking controller design using neural networks for a tiltrotor unmanned aerial vehicle | |
| CN112000127B (en) | Reverse-step-method-based aircraft lateral combined control method | |
| RU2391694C1 (en) | Board digital-analogue adaptive system of aircraft control | |
| RU2374602C2 (en) | Method for generation of symmetrical missile control signals | |
| CN106570242B (en) | The big dynamic pressure monoblock type radome fairing high-speed separation fluid structurecoupling emulation mode in low latitude | |
| RU2394263C1 (en) | Adaptive device to generate signal controlling aircraft lengthwise-equalising motion | |
| JPH0567478B2 (en) | ||
| RU75066U1 (en) | SYMMETRIC ROCKER CONTROL SIGNALS FORMING DEVICE | |
| Menon et al. | A two-time-scale autopilot for high-performance aircraft | |
| RU86326U1 (en) | ON-BOARD DIGITAL ANALOGUE ADAPTIVE AIRCRAFT CONTROL SYSTEM | |
| Cheng et al. | Transition analysis and practical flight control for ducted fan fixed-wing aerial robot: Level path flight mode transition | |
| Kim et al. | Trajectory tracking controller design using neural networks for tiltrotor UAV | |
| Burnashev et al. | Control Loops Synthesis of a Supersonic Unmanned Aerial Vehicle | |
| Bouadi et al. | Flight path tracking based-on direct adaptive sliding mode control | |
| RU2290346C1 (en) | Flight altitude automatic control system for unmanned flying vehicles | |
| JP3028888B2 (en) | Autopilot device | |
| Schumacher et al. | A comparison of missile autopilot designs using/spl Hscr//sub/spl infin//control with gain scheduling and nonlinear dynamic inversion | |
| RU2619793C1 (en) | System of automatic control of the aircraft at the climb and stabilization of the total height of the flight | |
| Park et al. | Nonlinear Three-Loop Autopilot Design for Hypersonic Vehicles Considering Aerodynamic-Propulsion Dynamics Couplings | |
| STALLARD | Decoupling the flight control system of a cruciform missile | |
| RU51587U1 (en) | AUTOMATIC HEIGHT CONTROL SYSTEM OF UNMANNED AIRCRAFT |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20100307 |
|
| NF1K | Reinstatement of utility model |
Effective date: 20120420 |
|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20140307 |