RU97119308A - Способ комбинированного управления летательным аппаратом - Google Patents

Способ комбинированного управления летательным аппаратом

Info

Publication number
RU97119308A
RU97119308A RU97119308/02A RU97119308A RU97119308A RU 97119308 A RU97119308 A RU 97119308A RU 97119308/02 A RU97119308/02 A RU 97119308/02A RU 97119308 A RU97119308 A RU 97119308A RU 97119308 A RU97119308 A RU 97119308A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
angle
longitudinal axis
gear
horizon
Prior art date
Application number
RU97119308/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2124688C1 (ru
Inventor
В.П. Тихонов
В.И. Бабичев
С.Д. Журавлев
Н.В. Гудков
В.В. Лагун
Original Assignee
Конструкторское бюро приборостроения
Filing date
Publication date
Application filed by Конструкторское бюро приборостроения filed Critical Конструкторское бюро приборостроения
Priority to RU97119308A priority Critical patent/RU2124688C1/ru
Priority claimed from RU97119308A external-priority patent/RU2124688C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2124688C1 publication Critical patent/RU2124688C1/ru
Publication of RU97119308A publication Critical patent/RU97119308A/ru

Links

Claims (1)

  1. Способ комбинированного управления летательным аппаратом (ЛА), включающий запуск ЛА из пускового устройства под θ0 к горизонту с начальной скоростью v0, наведение ЛА по баллистической траектории, инерциальное наведение ЛА с программным углом наклона продольной оси ЛА к горизонту, самонаведение до непосредственного попадания ЛА в цель, отличающийся тем, что величина сигналов управления Uвх на входе рулевого привода ЛА на участке инерциального наведения рассчитывается в соответствии с зависимостями
    Figure 00000001

    где
    Figure 00000002

    δm - максимальный угол отклонения рулей;
    ϑпр - программный угол наклона продольной оси ЛА;
    ϑ - текущий угол наклона продольной оси ЛА;
    К - коэффициент передачи датчика угла тангажа;
    К1 - коэффициент передачи рулевого привода;
    np - расчетная поперечная перегрузка ЛА в высшей точке баллистического полета при запуске под углом θo-3σθo с начальной скоростью
    Figure 00000003

    σθo - среднеквадратическое отклонение угла запуска ЛА;
    Figure 00000004
    среднеквадратическое отклонение скорости запуска ЛА.
RU97119308A 1997-11-25 1997-11-25 Способ комбинированного управления летательным аппаратом RU2124688C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97119308A RU2124688C1 (ru) 1997-11-25 1997-11-25 Способ комбинированного управления летательным аппаратом

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97119308A RU2124688C1 (ru) 1997-11-25 1997-11-25 Способ комбинированного управления летательным аппаратом

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2124688C1 RU2124688C1 (ru) 1999-01-10
RU97119308A true RU97119308A (ru) 1999-04-27

Family

ID=20199216

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97119308A RU2124688C1 (ru) 1997-11-25 1997-11-25 Способ комбинированного управления летательным аппаратом

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2124688C1 (ru)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2586399C2 (ru) * 2014-11-05 2016-06-10 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия войсковой противовоздушной обороны Вооруженных Сил Российской Федерации имени Маршала Советского Союза А.М. Василевского" Министерства Обороны Российской Федерации Способ комбинированного наведения летательного аппарата
RU2613016C1 (ru) * 2015-09-11 2017-03-14 Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" Способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения и устройство для его осуществления
RU2685591C1 (ru) * 2017-11-07 2019-04-22 Акционерное общество "Московское конструкторское бюро "Компас" Баллистическая ракета

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11041702B1 (en) Methods for extended-range, enhanced-precision gun-fired rounds using g-hardened flow control systems
US5467940A (en) Artillery rocket
US5141175A (en) Air launched munition range extension system and method
US8450668B2 (en) Optically guided munition control system and method
US8319164B2 (en) Rolling projectile with extending and retracting canards
EP2433084B1 (en) Guided missile
US20160273895A1 (en) Ground-Projectile Guidance System
US20010025901A1 (en) Method and system for guiding submunitions
US10942013B2 (en) Guidance, navigation and control for ballistic projectiles
EP0797068A3 (en) A guidance system for air-to-air missiles
US9857154B2 (en) Steerable munitions projectile
US4198015A (en) Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via time optimal controller autopilot
US5826821A (en) Drag control module for range correction of a spin stabil
US5816531A (en) Range correction module for a spin stabilized projectile
SE8600812L (sv) Flygkropp med overkalibrigt rodersystem
WO2020086152A2 (en) Reduced noise estimator
HERMAN et al. Subsystems for the extended range interceptor (ERINT-1) missile
RU2021577C1 (ru) Способ управления снарядом
RU97119308A (ru) Способ комбинированного управления летательным аппаратом
US11555680B2 (en) Method for controlling a projectile with maneuver envelopes
US20140197270A1 (en) Air vehicle with control surfaces and vectored thrust
Hahn et al. Predictive guidance of a projectile for hit-to-kill interception
US5430449A (en) Missile operable by either air or ground launching
US4923142A (en) Gyroscopic stabilizing device for a projectile control instrument
EP1087201B1 (en) Method and device for correcting the trajectory of a spinstabilised projectile