Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой для его осуществления, способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, и устройство выделения импульсов установки для его осуществления, способ измерения угла крена на ракете



Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой для его осуществления, способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, и устройство выделения импульсов установки для его осуществления, способ измерения угла крена на ракете
Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой для его осуществления, способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, и устройство выделения импульсов установки для его осуществления, способ измерения угла крена на ракете
Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой для его осуществления, способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, и устройство выделения импульсов установки для его осуществления, способ измерения угла крена на ракете

 


Владельцы патента RU 2473860:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в системах управления ракетами, формирующими на борту команды управления. Технический результат - повышение точности формирования команд управления на ракете за счет исключения ошибок. Для этого осуществляют формирование счетных импульсов на основе логического сложения сдвинутых относительно друг друга на 90° двух идентичных последовательностей импульсов, вырабатываемых после старта на выходах датчика угла крена. При этом в результате логического умножения указанных последовательностей формируют два импульса, первый из которых соответствует углу крена ракеты равному 0°, а второй - 90°, выделяют первый или второй импульсы, которые используют в качестве импульсов установки в исходное состояние системы управления ракетой. Варианты систем снабжены функциональными блоками, которые обеспечивают формирование адаптивных управляющих воздействий управления ракетой. 5 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.

 

Изобретение относится к способу и системам управления летательными аппаратами, вращающимися по углу крена, и может быть использовано в системах управления ракетами, формирующими на борту команды управления.

Известен способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой, основанная на нем [Патент России №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00], выбранные в качестве прототипов. Известный способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, включает декодирование принимаемых сигналов, с последующей выработкой из них команд управления ракетой по курсу и тангажу, при котором измеряют и интегрируют по времени (ti) скорость вращения ракеты по углу крена (ωi), при достижении величины размаха интегрированного сигнала, равной заданной величине, формируют устанавливающие импульсы, при этом каждым устанавливающим импульсом устанавливают интегратор в исходное состояние, а затем вновь интегрируют текущую величину ωi, из устанавливающих импульсов вырабатывают коммутирующие сигналы, которыми преобразуют декодированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена.

Известная система управления ракетой, использующая этот способ, содержит рулевой привод, последовательно включенные приемник и аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, она снабжена датчиком угловой скорости, устройством установки в исходное состояние, задатчиком углового интервала, сбрасываемым интегратором и синус - косинусным преобразователем, при этом выход датчика угловой скорости соединен с интегрирующим входом сбрасываемого интегратора, задающий вход которого подключен к задатчику углового интервала, устройство установки в исходное состояние соединено со входами установки в исходное состояние сбрасываемого интегратора и синус - косинусного преобразователя, счетный вход которого соединен с выходом сбрасываемого интегратора, выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус - косинусного преобразователя, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами рулевого привода.

Как известно "в любой системе радиоуправления положение ракеты в пространстве измеряется радиотехническими устройствами, показания которых определяют величину команды, действующей на рули. Рули изменяют направление движения, а, следовательно, и пространственное положение ракеты. Таким образом, контур замыкается ["Основы радиоуправления" под редакцией Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., Москва, "Сов. радио", 1973 г., стр.57, 58]. Следовательно, любая система радиоуправления положением ракеты в пространстве является системой автоматического регулирования, которая содержит по курсу и тангажу корректирующие фильтры (звенья), определяющие динамические характеристики системы управления ракетой. Причем данные корректирующие фильтры располагают после аппаратуры разделения каналов и декодирования, т.е. в автопилоте: "в едином блоке, называемым усилитель - преобразователь" [см. там же, стр.50]. Данный блок в известном техническом устройстве назван синус - косинусным преобразователем, который приведен так же в упрощенном виде, как и усилитель - преобразователь. Следовательно, в синус - косинусный преобразователь аналогично входят корректирующие фильтры, которые далее приведены в описании, на чертеже и в формуле изобретения.

Недостатком известных способа формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и системы управления ракетой, реализующей способ, является недостаточно высокая точность, обусловленная накоплением величины ошибки в течение времени полета ракеты из-за интегрирования по времени скорости вращения ракеты по углу крена, в процессе которого формируют устанавливающие импульсы, которыми устанавливают интегратор в исходное состояние и используют для определения угла крена ракеты. Это снижает точность формирования команд управления на ракете.

Как следует из описания известного технического решения, импульсы названы устанавливающими согласно выполняемой функции, т.к. каждый из них устанавливает интегратор в исходное состояние. Однако текущее (считаемое) количество этих же импульсов, осуществляемое закольцованным счетчиком импульсов 12 по входу V синус-косинусного преобразователя 8, позволяет считать их по данной выполняемой функции также и счетными. В связи с изложенным, далее в описании используют "счетные импульсы" вместо "устанавливающие импульсы", что обусловлено тем, что в заявленном техническом решении использовано только это (одно) функциональное назначение.

Известны способ преобразования импульсов на ракете, вращающейся по углу крена, и синус - косинусный преобразователь системы управления ракетой для его реализации [Патент России №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00]. В данном техническом решении применены способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, и устройство его реализующее, выбранные в качестве прототипов.

В известном способе выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, формируют разовый импульс установки в момент выхода бортового источника питания на рабочий режим, подаваемый до момента схода ракеты с пусковой установки на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов, осуществляющим счет количества импульсов, при этом размещают ракету на пусковой установке с величиной угла крена, равной 0°, а после старта ракеты установку в исходное состояние осуществляют за счет циклического функционирования двоичного счетчика импульсов, цикл счета которого равен 16-и, где 16-й импульс является импульсом установки по счетному входу счетчика.

Известное устройство выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, реализующее способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, содержит устанавливающее устройство, выполненное в виде формирователя разового (начального) импульса установки, выход которого соединен с входом обнуления закольцованного счетчика импульсов, обнуляющего себя по счетному входу.

Недостатком известных способа выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, и устройства выделения импульсов установки для его осуществления является формирование импульсов установки на траектории полета закольцованным двоичным счетчиком импульсов по счетному входу. Поэтому в счетчике импульсов сбои, вызванные лишними или недостающими кодовыми единицами (импульсами), являются несамоустраняемыми, т.к. отсутствует принудительная установка счетчика импульсов в исходное состояние по его входу обнуления. Это приводит к накоплению величины ошибки при преобразовании счетных импульсов в команды управления ракетой, что снижает точность формирования команд управления на ракете.

Известный способ формирования линеаризированного сигнала является по выполняемой функции способом измерения угла крена [Патент России №2282129 от 14.12.04 г., МКИ7 F41G 7/00], который выбран в качестве прототипа. В способе измерения угла крена на ракете измеряют величину угла крена, которую преобразуют в линеаризированный сигнал, величина которого прямо пропорциональная текущей величине угла крена в каждой четверти кренового периода, равного 360°, при этом датчик угла крена, установленный на ракете, формирует в каждый креновый период две последовательности импульсов с нулевым и единичным логическими уровнями, длительности которых равны угловому интервалу 180° и сдвинуты относительно друг друга на 90°.

Поскольку в известном способе измерения угла крена линеаризированный сигнал формируют с учетом длительности предыдущей четверти крена, то образуется ошибка при изменении угловой скорости вращения ракеты по крену, что снижает точность формирования команд управления на ракете.

Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности формирования команд управления на ракете за счет исключения величин ошибок.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, включающий декодирование и коррекцию принимаемых сигналов по курсу и тангажу и формирование счетных импульсов, из которых вырабатывают коммутирующие сигналы, преобразующие корректированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена, новым является то, что формирование счетных импульсов осуществляют путем логического сложения сдвинутых относительно друг друга на 90° двух идентичных последовательностей импульсов, вырабатываемых после старта на выходах датчика угла крена, при этом в результате логического умножения указанных последовательностей формируют два импульса, первый из которых соответствует углу крена ракеты, равному 0°, а второй - 90°, выделяют первый или второй импульсы, которые используют в качестве импульсов установки в исходное состояние системы управления ракетой.

Система управления ракетой, вращающейся по углу крена, содержит последовательно соединенные приемник и аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, а также последовательно соединенные синус - косинусный преобразователь и рулевой привод, при этом выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу соединены с входами корректирующих фильтров соответственно по курсу и тангажу, выходы которых соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус - косинусного преобразователя, новым является то, что она снабжена датчиком угла крена, логической схемой ИЛИ и устройством выделения импульсов установки, при этом первый и второй выходы датчика угла крена соединены соответственно с первым и вторым входами логической схемы ИЛИ, выход которой соединен со счетным входом синус - косинусного преобразователя и первым входом устройства выделения импульсов установки, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, а выход соединен с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя.

Способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, включающий размещение ракеты на пусковой установке с величиной угла крена, равной 0°, и формирование начального импульса установки в момент выхода бортового источника питания на рабочий режим, подаваемого на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов, который осуществляет счет количества счетных импульсов, новым является то, что вырабатывают дополнительные импульсы, формируемые из задних фронтов выделенных первого и второго импульсов, соответствующих величинам углов крена ракеты 0° и 90°, вырабатывают на выходе сдвигового регистра стробирующий сигнал, содержащий запрещающие и разрешающие логические уровни, устанавливают запрещающие логические уровни на всех выходных разрядах сдвигового регистра в моменты формирований начального импульса установки и вырабатывания дополнительных импульсов, осуществляют каждым счетным импульсом сдвиг вправо разрешающего логического уровня, присутствующего на информационном входе сдвигового регистра, при появлении на требуемом выходном разряде сдвигового регистра разрешающего логического уровня, соответствующего началу формирования стробирующего сигнала в угловом интервале более 90°, но менее 270°, выделяют в каждый креновый период первые импульсы, соответствующие нулевому углу крена ракеты и являющиеся импульсами установки в исходное состояние.

Устройство выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, содержит устанавливающее устройство, новым является то, что оно снабжено последовательно соединенными схемой И, формирователем импульсов обнуления, сдвиговым регистром и формирователем импульсов установки, второй вход которого соединен со вторым входом формирователя импульсов обнуления и выходом устанавливающего устройства, третий вход формирователя импульсов установки соединен с выходом логической схемы И, информационный вход сдвигового регистра соединен с источником логической единицы, причем первым входом устройства выделения импульсов установки является тактовый вход сдвигового регистра, соединяемый с выходом логической схемы ИЛИ системы управления ракетой, а вторым и третьим входами - соответственно первый и второй входы логической схемы И, соединяемые соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, при этом выходом устройства выделения импульсов установки является выход формирователя импульсов установки, соединяемый с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя.

Способ измерения угла крена на ракете, включающий формирование датчиком угла крена двух идентичных последовательностей импульсов, сдвинутых относительно друг друга на 90°, новым является то, что две идентичные последовательности импульсов формируют в каждом квадранте кренового периода в виде соответственно предыдущей и последующей комбинаций импульсов с логическими уровнями нуль и единица, которые располагают через равные угловые интервалы, при этом импульсы с одинаковым порядком следования в каждой из двух комбинаций каждого квадранта имеют противоположные логические уровни, за исключением двух импульсов, равных единичному логическому уровню, задние фронты которых образуют в моменты формирования соответственно конца четвертого - начала первого квадрантов и конца первого - начала второго квадрантов, причем величину угла крена ракеты измеряют с момента формирования заднего фронта одного из двух логических импульсов в каждом креновом периоде дискретно через 360°/4n с учетом количества импульсов с логическими уровнями N в креновом периоде, при этом величина измеренного угла крена ракеты равна 360°·N/4n, где n=2, 3, 4 и т.д. - количество импульсов с логическими уровнями нуль и единица в предыдущей и последующей комбинациях в каждом квадранте.

Заявленный способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, реализуется следующим образом. С момента старта ракета вращается по углу крена, при этом на ней формируют счетные импульсы, текущее количество которых, например, в двоичном параллельном коде соответствует в данный конкретный момент времени величине угла крена ракеты. Из счетных импульсов вырабатывают коммутирующие сигналы. Причем на ракете декодируют принимаемые сигналы по курсу и тангажу, а затем корректируют их для улучшения и стабилизации динамических характеристик ракеты как объекта управления.

Преобразуют декодированные корректированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды, например в аналоговом виде с амплитудами по курсу и тангажу, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равному периоду вращения ракеты по углу крена.

Формируют на ракете датчиком угла крена, например гироскопическим, две идентичные последовательности импульсов, сдвинутые относительно друг друга на 90°. Из двух идентичных последовательностей импульсов вырабатывают в каждый креновый период вращения ракеты по углу крена импульсы установки, которыми устанавливают в исходное состояние процесс преобразования декодированных сигналов в команды управления ракетой по курсу и тангажу. Для этого импульсы установки вырабатывают в моменты времени, соответствующие величине угла крена ракеты, например 0°, что соответствует обнулению синусоидальной составляющей (sin 0°=0) и выставлению косинусоидальной - в единичное (cos 0°=1), соответствующее величине амплитуды. Обе эти составляющие синус - косинусного сигнала приведены на фиг.3 (эпюры “к” и "л"). Либо вырабатывают при величине угла крена ракеты 90°, что соответствует обнулению косинусоидальной составляющей (cos 90°=0) и выставление синусоидальной в единичное (sin 90°=1). Возможен и третий вариант при величинах угла крена ракеты 0° и 90°, что соответствуют обнулению синусоидальной величины при sin 0°=0 и косинусоидальной при cos 90°=0, при этом синус - косинусный преобразователь должен быть выполнен в виде двух отдельных друг от друга устройств.

При этом счетные импульсы с периодом повторения по углу крена, равным, например, 22,5°, формируют в результате логического сложения, т.е. логической операции ИЛИ из двух идентичных последовательностей импульсов. При этом угловая длительность импульсов τ обычно равна половине периода их повторения.

Таким образом, в процессе преобразования декодированных сигналов по курсу и тангажу в течение каждого кренового периода вращения ракеты процесс преобразования принудительно выставляют в исходное состояние, соответствующее величине угла крена ракеты, например, равной 0°, что исключает накопление величины ошибки.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, приведенными на фиг.1-3. На фиг.1 и 2 представлены соответственно структурные электрические схемы системы управления ракетой, вращающейся по углу крена, и устройства выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, где 1 - датчик угла крена (ДУК); 2 - приемник (ПР); 3 - логическая схема ИЛИ (ИЛИ); 4 - аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу (АРКД); 5а и 5б - первый и второй корректирующие фильтры соответственно (КФ1 и КФ2); 6 - синус - косинусный преобразователь (СКП); 7 - устройство выделения импульсов установки (УВИУ); 8 - рулевой привод (РП); 9 - логическая схема И (И); 10 - устанавливающее устройство (УУ); 11 - формирователь импульсов обнуления (ФИО); 12 - формирователь дополнительных импульсов (ФДИ); 13 - формирователь импульсов установки (ФИУ); 14а и 14б - первая и вторая логические схемы ИЛИ соответственно (ИЛИ 1 и ИЛИ 2); 15 - схема совпадения (СС); 16 - сдвиговый регистр (СР).

На фиг.3 приведены эпюры сигналов, где представлены: "а" - сигнал на выходе устройства установки 10; "б" и "в" - сигналы соответственно на первом и втором выходах датчика угла крена 1; "г" - сигнал на выходе логической схемы ИЛИ 3; "д" - сигнал на выходе логической схемы И 9; "е" - сигнал на выходе формирователя дополнительных импульсов 12; "ж" - сигнал на выходе формирователя импульсов обнуления 11; "з" - сигнал на выходе сдвигового регистра 16; "и" - сигнал на выходе устройства выделения импульсов установки 7; "к" и "л" - сигналы соответственно на первом и втором выходах синус - косинусного преобразователя 6.

В системе управления ракетой последовательно соединены приемник 2 и аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4, а также последовательно включены синус - косинусный преобразователь 6 и рулевой привод 8. Выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4 соединены с входами соответственно первого 5а (по курсу) и второго 5б (по тангажу) корректирующими фильтрами. Выходы первого 5а и второго 5б корректирующих фильтров соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус - косинусного преобразователя 6. Последовательно соединены датчик угла крена 1 и логическая схема ИЛИ 3. Выход логической схемы ИЛИ 3 соединен со счетным входом синус - косинусного преобразователя 6 и первым входом устройства выделения импульсов установки 7, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена 1. Выход устройства выделения импульсов установки 7 соединен с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя 6.

Приемник 2, аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4, синус - косинусный преобразователь 6 и рулевой привод 8 могут быть выполнены как в прототипе [патент РФ №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00]. Первый 5а и второй 5б корректирующие фильтры могут быть выполнены, например, как активные линейные корректирующие устройства [Н.Н.Иващенко "Автоматическое регулирование", Москва, Машиностроение, 1973 г., стр.176]

Датчик угла крена 1 может быть выполнен как позиционный гироскоп с двумя парами светодиод - фотодиод, разделяемых растром в виде непрозрачной цилиндрической поверхности с прорезями, причем центр цилиндра, образующего эту поверхность, соединен с осью рамки гироскопа, а две пары светодиод - фотодиод закреплены на корпусе гироскопа и сдвинуты относительно друг друга по углу крена на 90° [Патент России №2282129 от 14.12.04 г., МКИ7 F41G 7/00]. При этом количество прорезей и их угловая величина соответствует импульсам, приведенным, например, на эпюре "б" фиг.3. Пример выполнения формирователя импульсов установки 7 приведен на фиг.2. Логическая схема "ИЛИ" 3, например микросхема серии 564.

Система управления ракетой (фиг.1), реализующая способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, работает следующим образом. В первоначальный момент времени при выходе бортового источника питания на рабочий режим вырабатывают разовый импульс (эпюра "а" на фиг.3), названный далее начальным импульсом установки. Этот импульс с выхода устройства выделения импульсов установки 6 поступает на вход установки в исходное состояние (вход R) синус - косинусного преобразователя 6, являющегося входом обнуления закольцованного счетчика импульсов, и устанавливает его в исходное состояние, соответствующее установке ракеты на пусковую установку с величиной угла крена, равной 0°.

С момента старта ракета начинает вращаться по углу крена. При этом датчик угла крена 1 формирует на первом и втором выходах две последовательности импульсов соответственно первую и вторую, приведенные на эпюрах "б" и "в" фиг.3. Как следует из них эпюра "б" сдвинута относительно эпюры "в" на 90°. Импульсы с первого и второго выходов датчика угла крена 1 поступают соответственно на первый и второй входы логической схемы ИЛИ 3, на выходе которой формируются счетные импульсы (эпюра "г" на фиг.3). Эти импульсы поступают на счетный вход (вход V) синус - косинусного преобразователя 6, являющегося входом закольцованного счетчика импульсов, например четырехразрядного.

Кроме того, счетные импульсы с выхода логической схемы ИЛИ 3 поступают на первый вход устройства выделения импульсов установки 7, на второй и третий входы которого поступают последовательности импульсов соответственно с первого и второго выходов датчика угла крена 1. На выходе устройства выделения импульсов установки 7 формируется начальный импульс установки и выделяются в каждый креновый период импульсы 1(16), являющимися импульсами установки (эпюра "и" на фиг.3). Эти импульсы установки поступают на вход установки в исходное состояние (вход R) синус - косинусного преобразователя 6.

Таким образом, после старта ракеты (с начала вращения ее по углу крена) начинается первый цикл отсчета количества счетных импульсов, который заканчивается задним фронтом 16-го импульса, с которого далее начинаются и заканчиваются последующие циклы отсчетов количества импульсов.

Следовательно, импульсы установки, поступающие на вход установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя 6 и устанавливающие его в исходное состояние, дублируют 16-й счетный импульс, поступающий на вход закольцованного счетчика импульсов, "переполняющий" в нем максимальное количество считаемых импульсов, при котором устанавливаются на его всех четырех выходных разрядах логические нули.

При поступлении на вход приемника 2 оптического сигнала на его выходе сформируется электрический сигнал, например в виде электрических импульсов с время-импульсной модуляцией, которые поступают на вход аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4. С выхода аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу 4 декодированные сигналы по курсу "Z" и тангажу "Y" через соответствующие корректирующие фильтры первый 5а и второй 5б, корректирующие, например, фазу этих сигналов, поступают соответственно на курсовой и тангажный входы синус - косинусного преобразователя 6.

На первом и втором выходах синус - косинусного преобразователя 6 сформируются две команды управления UZ·sin ω·t и UY·cos ω·t (эпюры "к" и "л" на фиг.3). Эти две команды управления ракетой поступают соответственно на первый и второй входы рулевого привода 8, который отрабатывает их в виде

где ω - угловая скорость вращения ракеты по углу крена, t - время.

Таким образом, с момента старта ракеты сигнал (эпюра "и" на фиг.3) с выхода формирователя импульсов установки 7 выставляет на первом и втором выходах синус - косинусного преобразователя 6 величины команд управления соответственно UZ·sin ω·t, равной нулевому значению, и UY·cos ω·t - максимальному значению, т.к. ω·t=0° при выполнении синус - косинусного преобразователя 6 как в прототипе (Патент России №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00).

Заявленный способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, работает следующим образом. Предварительно устанавливают ракету на пусковой установке с величиной угла крена, равной 0°, соответствующей исходному (начальному) состоянию, например, синус - косинусного преобразователя. До старта в момент выхода бортового источника питания на рабочий режим формируют начальный импульс установки, подаваемый на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов, например, синус - косинусного преобразователя, осуществляющего счет количества счетных импульсов, с периодом повторения по углу крена, например, 22,5°.

После старта ракета начинает вращаться по углу крена и датчик угла крена начинает формировать две идентичные последовательности импульсов, сдвинутые относительно друг друга на 90°. При логическом умножении этих двух последовательностей импульсов выделяют в каждом креновом периоде два импульса. Окончание (задние фронты) первых импульсов (16-х счетных) соответствуют величине угла крена ракеты, равной 360° (0°), а вторых (4-х счетных) - 90°. Поэтому из задних фронтов первого и второго импульсов вырабатывают соответственно первый и второй дополнительные импульсы (малой длительности).

Формируют стробирующий сигнал, содержащий запрещающий, например, нулевой логический уровень и разрешающий - единичный. В момент формирования начального импульса установки, а также в моменты формирования дополнительных первого и второго импульсов из каждого периода устанавливают (по входу R) запрещающий логический уровень на всех выходных разрядах сдвигового регистра. Затем осуществляют каждым счетным импульсом (его задним фронтом по входу С) сдвиг разрешающего логического уровня, например логической единицы, присутствующей постоянно на информационном входе (вход D) сдвигового регистра. Сдвиг осуществляют вправо (в сторону старших разрядов).

При появлении начала (сдвинутого) разрешающего логического уровня на требуемом выходном разряде сдвигового регистра, соответствующего началу его формирования в угловом интервале более 90°, но менее 270°, формируют разрешающий логический уровень, пропускающий только первый импульс, окончание которого устанавливает вновь запрещающий логический уровень, после чего процесс повторяют. При этом, как следует из изложенного выше, для второго кренового периода Ткр.2 и последующих вместо начального импульса установки формируют импульсы установки из первых 1(16) импульсов (эпюра "д" на фиг.3).

Таким образом, для гарантированного запрета выделения импульсов 2(4), сдвинутого относительно импульсов 1(16) или начального импульса установки на 90°, начало разрешающего (единичного) логического уровня должно начинаться после обнуления сдвигового регистра, т.е. после отсчета величины угла крена, большей 90° на величину дискрета. Например, при следовании счетных импульсов через 22,5° (величина дискрета 22,5°) начало разрешающего (единичного) логического уровня должно начинаться с 90°+22,5°=112,5°, для чего используют выход пятого разряда сдвигового регистра (эпюра "з" на фиг.3).

Аналогичным образом максимальная величина запрещающего уровня должна быть 270°-22,5°=247,5° (на эпюре "з" фиг.3 сплошная линия), для чего используют выход 11-го разряда сдвигового регистра.

Следовательно, выделенные первые импульсы 1(16) формируют периодическую последовательность импульсов установки, осуществляющих установку закольцованного счетчика импульсов в нулевое состояние по входу обнуления R, корректируя величину ошибки (ее накопление) при ее возникновении. При этом стробирующий импульс формируют с начала момента обнуления сдвигового регистра 15 на соответствующем выбранном его выходном разряде. Причем соответствующий счетный импульс (его фронт) начинает формировать стробирующий импульс, соответствующий угловому интервалу, разрешающему прохождению импульса установки, соответствующего углу крена 0°.

Таким образом, как следует из изложенного, заявленный способ выделения импульсов установки использован в заявленном способе формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, в котором формируют команды управления на ракете в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена.

Однако заявленный способ выделения импульсов установки можно использовать также и в других известных способах формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, например [Патент России №2282129 от 14.12.04 г., МКИ7 F41G 7/00], где формируют широтно-импульсные модулированные (ШИМ) команды управления, для которых вырабатывают линеаризированный сигнал. Причем используют также закольцованный счетчик счетных импульсов, на выходе которого формируется линеаризированный сигнал в виде двоичного параллельного числа, соответствующего текущему (изменяемому) углу крена ракеты.

В устройстве выделения импульсов установки последовательно соединены логическая схема И 9, формирователь импульсов обнуления 11, сдвиговый регистр (по входу R) 16 и формирователь импульсов установки 13. Второй вход формирователя импульсов установки 13 соединен со вторым входом формирователя импульсов обнуления 11 и выходом устанавливающего устройства 10. Третий вход формирователем импульсов установки 13 соединен с выходом логической схемы И 9. Информационный вход (D) сдвигового регистра 16 соединен с источником логической единицы "1". Причем первым входом устройства выделения импульсов установки 7 является тактовый вход (С) сдвигового регистра 16, соединяемый с выходом логической схемы ИЛИ 3. Вторым и третьим входами - соответственно первый и второй входы логической схемы И 9, соединяемые соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена 1. При этом выходом устройства выделения импульсов установки является выход формирователя импульсов установки 13, соединяемый с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя 6.

Логические схемы И 9, первая ИЛИ 14а и вторая ИЛИ 14б, схема совпадения 15 (например, логическая схема И) и сдвиговый регистр 16, например, микросхемы серии 564. Устанавливающее устройство 10 может быть выполнено как в прототипе [патент РФ №2351875 от 02.05.07 г., МКИ7 F41G 7/00]. Формирователь дополнительных импульсов 12, например ждущий мультивибратор, срабатывающий по заднему фронту входного импульса.

Устройство выделения импульсов установки 7 (фиг.2), реализующее способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, работает следующим образом.

В первоначальный момент времени при выходе источника питания на рабочий режим устанавливающее устройство 10 формирует начальный импульс установки (эпюра "а" на фиг.3). Этот (короткий во времени) импульс поступает на второй вход формирователя импульсов обнуления 11, а именно на второй вход первой логической схемы ИЛИ 14а, а с ее выхода на вход обнуления (вход R) сдвигового регистра 16 и устанавливает на всех его выходных разрядах логические нулевые уровни.

С момента вращения ракеты по углу крена на первом и втором выходах датчика угла крена 1 формируются импульсы (соответственно эпюры "6" и "в" на фиг.3), которые поступают на второй и третий входы устройства выделения импульсов установки 7, а именно на первый и второй входы логической схемы И 9. На выходе логической схемы И 9 выделяются за креновый период 16-й (первый при величине угла крена ракеты 0°) и 4-й (второй при величине угла крена ракеты 90°) импульсы, приведенные на эпюре "д" фиг.3, где эти импульсы изображены соответственно 1(16) и 2(4). Импульсы с выхода логической схемы И 9 поступают на первый вход формирователя импульсов обнуления 11, а именно на вход формирователя дополнительных импульсов 12, на выходе которого из задних фронтов входных импульсов формируются дополнительные импульсы (эпюра "е" на фиг.3). Импульсы с выхода формирователя дополнительных импульсов 12 поступают на первый вход первой логической схемы ИЛИ 14а, а с ее выхода на вход обнуления (вход R) сдвигового регистра 16 (эпюра "ж" на фиг.3). На информационный вход (вход D) сдвигового регистра 16 поступает напряжение от источника питания, например вторичного, величина которого равна величине единичного логического уровня, а на его тактовый вход (вход С) поступают счетные импульсы (эпюра "г" на фиг.3) с выхода логической схемы ИЛИ 3.

Первый 1(16) и второй 2(4) импульсы (эпюра "л" на фиг.3) с выхода логической схемы И 9 поступают также на третий вход формирователя импульсов установки 13, а именно на первый вход схемы совпадения 15. На первый вход формирователя импульсов установки 13, а именно на второй вход схемы совпадения 15 поступает с требуемого выхода сдвигового регистра 16 нулевой (запрещающий) или единичный (разрешающий) логические уровни. Нулевой логический уровень запрещает прохождение второго импульса на выход схемы совпадения 15, а единичный логический уровень разрешает прохождение первого импульса на выход схемы совпадения 15 (эпюра "и" на фиг.3).

Импульсы с выхода схемы совпадения 15 поступают на первый вход второй логической схемы ИЛИ 14б. С учетом начального импульса установки (эпюра "а" на фиг.3) на втором входе второй логической схемы ИЛИ 14б на ее выходе сформируются начальный импульс установки и импульсы установки, формируемые при углах крена ракеты, равных 0°.

Логические уровни на выходе сдвигового регистра 16 формируются следующим образом. После обнуления сдвигового регистра 16 начальным импульсом установки (эпюра "ж" на фиг.3), поступающие с выхода логической схемы ИЛИ 3 на тактовый вход (вход С) сдвигового регистра 16 каждый счетный импульс в момент формирования его заднего фронта (эпюра "г" на фиг.3) устанавливает единичные логические уровни на его выходных разрядах, начиная с младшего до момента повторной установки их в нулевое логическое состояние.

Например, первый тактовый импульс (его задний фронт) выставляет единичный логический уровень на выходе первого разряда сдвигового регистра 16 (через 22,5° после обнуления, т.е. после 0°), второй тактовый импульс (его задний фронт) выставляет единичный логический уровень на выходе второго разряда (через 45°), при этом сохраняется единичный логический уровень на выходе первого разряда. Аналогично третий тактовый импульс (его задний фронт) формирует через 67,5° единичный логический уровень на выходе третьего разряда, сохраняя единичные логические уровни на выходах первого и второго разрядов, а четвертый счетный импульс - через 90° и т.д.

Следовательно, при использовании в качестве выхода 5-го разряда сдвигового регистра 16, единичный логический уровень должен сформироваться через 112,5°, т.е. позднее момента появления импульса обнуления, сформированного из заднего фронта второго импульса (эпюра "ж" на фиг.3), который с выхода первой логической схемы ИЛИ 14а поступает на вход обнуления сдвигового регистра 16 и устанавливает все его разряды в нулевое логическое состояние.

Таким образом, на 5-м выходном разряде сдвигового регистра 16 единичный логический уровень не появится, при этом все выходные разряды сдвигового регистра 16 устанавливаются вновь в нулевое состояние. Далее весь процесс выставления единичного логического уровня повторится вновь, при этом отсчет начнется не с момента формирования начального импульса установки, а после окончания второго импульса, т.е. после 90° (эпюра "д" на фиг.3), которому соответствует импульс (эпюра "ж" на фиг.3). Пятый счетный импульс (его заднего фронта), отсчитываемый после обнуления и поступающий на тактовый вход сдвигового регистра 16, формирует на его 5-м выходном разряде единичный логический уровень, т.е. после 90°+112,5°=202,5° (на эпюре "з" фиг.3 пунктир). Этот единичный (разрешающий) логический уровень будет аналогично существовать на 5-м выходном разряде до момента окончания 1(16) импульса, соответствующего 360° в первом креновом периоде Ткр.1 и являющего 0° - во втором. Сформированный разрешающий логический уровень пропускает 1(16) импульс на выход схемы совпадения 14. Далее для второго Ткр.2 и последующих креновых периодов весь процесс повторяется вновь.

При выборе 11-го разряда в качестве выхода сдвигового регистра 16 и аналогично после его обнуления 2-м импульсом (эпюра "ж" на фиг.3), в момент поступления заднего фронта 11-го счетного импульса (начало отсчета после обнуления) сформируется единичный логический уровень через 247,5° (на эпюре "з" фиг.3 сплошная линия), который разрешает прохождению первому из двух импульсов (эпюра "и" на фиг.3). В случае использования передних фронтов счетных импульсов для тактирования сдвигового регистра 16, разрешающий единичный логический уровень можно сузить, при этом он начнется через 247,5°+22,5°/2=258,75°=270° - τ, т.е. также менее 270°.

Таким образом, в каждый креновый период на выходе устройства выделения импульсов установки 7 будут выделяться импульсы, соответствующие углу крена ракеты 0°, которые обнуляют закольцованный счетчик импульсов в синус - косинусном преобразователе 6, выставляя принудительно синусоидальный и косинусоидальный сигналы соответственно в нулевое и максимальное состояния (эпюры "к" и "л" на фиг.3).

Следует отметить, что 16-й импульс, поступающий на счетный вход синус - косинусного преобразователя 6 с выхода логической схемы ИЛИ 3 (эпюра "в" на фиг.3), является также импульсом, устанавливающим все четыре разряда четырехразрядного счетчика в нулевое логическое состояние, т.е. в исходное положение. Таким образом, импульс 16 является импульсом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя 6 (по счетному входу V закольцованного счетчика импульсов) при отсутствии ложных импульсов с выхода датчика угла крена 1.

Таким образом, как следует из изложенного выше, выбор разряда в сдвиговом регистре 16 в качестве его выхода производится в угловом интервале более 90°, но менее 270°, при этом для данного примера им могут быть 5, 6, 7, 8, 9, 10 или 11 разряды, отсчитываемые после обнуления 2-м импульсом. Конкретный разряд выбирается из требуемых соотношений вероятности правильного обнаружения импульсов установки и вероятности ложной тревоги в случае наличия ложных импульсов, например, обусловленных вибрационными перегрузками при дрожании растра датчика угла крена, его конструкцией и т.д.

При появлении ложных импульсов в одной из двух последовательностей (эпюры "б" и "в" на фиг.3) они пройдут на выход логической схемы ИЛИ 3, а значит и на счетный вход закольцованного счетчика импульсов синус - косинусного преобразователя 6. При этом данные ложные импульсы не пройдут на выход логической схемы И 9, а значит и на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов синус - косинусного преобразователя 6. Таким образом, в данном случае импульсы с выхода устройства выделения импульсов установки 7 скорректируют в этом же креновом периоде ошибку определения величины угла крена.

В случае одновременного появления ложных импульсов в двух последовательностях (эпюры "б" и "в" на фиг.3) в угловых интервалах крена ракеты от 0° до менее 247,5° данные импульсы пройдут на выходы логических схем ИЛИ 3 и И 9, а значит и на счетный вход закольцованного счетчика импульсов синус - косинусного преобразователя 6. Для случая использования в качестве выходного 5-й разряд сдвигового регистра 16 и при величине углового интервала менее 202,5° формирователь импульсов установки 13 их не пропустит на выход. При этом выделенный импульс установки скорректирует в этом же креновом периоде ошибку определения величины угла крена на выходе закольцованного счетчика импульсов. А при величине углового интервала от 202,5° до менее 247,5°, т.е. нахождения импульса помехи в заштрихованной зоне, например, при ее максимальной величине он сформирует ложный импульс установки на выходе формирователя импульсов установки 13 и обнулит сдвиговый регистр 16. При этом на его выходе успеет сформироваться узкий (минимально возможный по длительности) разрешающий логический уровень (сплошная линия на эпюре "з" на фиг.3), который выделит импульс установки. Таким образом, в этом же креновом периоде скорректируются ошибки определения величины угла крена, вызванные ложным импульсом установки и ложным импульсом на выходе логической схемы ИЛИ 3.

В случае одновременного появления ложных импульсов в двух последовательностях (эпюры "б" и "в" на фиг.3) в первом креновом периоде в угловом интервале более 112,5° для 11-го выходного разряда сдвигового регистра 16 и в угловом интервале более 247,5° для 5-го выходного разряда сдвигового регистра 16 импульс установки 1(16) не выделится на выходе формирователя импульсов установки 13. При этом в случае формирования разрешающего логического уровня сдвиговым регистром 16 и попадания в него ложных импульсов на выходе формирователя импульсов установки 13 выделится только один ложный импульс (первый из них), формирующий ложную величину угла крена ракеты. Причем эта ложная величина угла крена скорректируется лишь в следующем креновом периоде.

Как следует из изложенного, выделенные импульсы 1(16) на выходе схемы совпадения 15 имеют заранее известные параметры: длительность, скважность и период повторения (эпюра "и" на фиг.3). Это позволяет в случае необходимости дополнительно селектировать сигнал с выхода схемы селекции для повышения помехоустойчивости.

Заявленный способ измерения угла крена на ракете работает следующим образом. Формируют две идентичные последовательности импульсов, сдвинутые относительно друг друга на 90° (эпюры "б" и "в" на фиг.3), например, с помощью гироскопического датчика угла крена как приведено в примере выполнения датчика угла крена 1. При этом в каждом квадранте кренового периода соответственно для первой и второй последовательностей импульсов через равные угловые интервалы, например через 22,5° как приведено на эпюрах "б" и "в" фиг.3, выставляют соответствующие величины (амплитуд) импульсов. Эти величины импульсов представлены в приведенной таблице в виде логических уровней нулевых и единичных.

Таблица
Графы Первый квадрант 0°-90° Второй квадрант 90°-180° Третий квадрант 180°-270° Четвертый квадрант 270°-360°
1. Предыдущая последовательность импульсов 0011 1101 0010 1101
2. Последующая последовательность импульсов 1101 0010 1101 0011
3. Логическая сумма 111 1111 1111 1111
4. Логическое умножение 0001 0000 0000 0001

Как следует из таблицы, в которой приведены импульсы с логическими уровнями на первом и втором выходах датчика угла крена, их формируют в каждом квадранте кренового периода в виде соответственно предыдущей и последующей комбинаций импульсов с нулевыми и единичными логическими уровнями. Причем импульсы, расположенные с одинаковым порядком следования в каждой из двух комбинаций (предыдущей и последующей) в каждом квадранте, имеют противоположные логические уровни, за исключением двух импульсов, равных единичному логическому уровню. Задние фронты этих двух импульсов образуют в моменты формирования соответственно конца четвертого - начала первого квадрантов (0° угла крена ракеты) и конца первого - начала второго квадрантов (90° угла крена ракеты).

Таким образом, величину угла крена ракеты измеряют с момента формирования заднего фронта одного из двух импульсов дискретно через 360°/4n, с учетом количества импульсов с логическими уровнями N в каждом креновом периоде. При этом величина измеренного угла крена ракеты равна 360°·N/4n, где n=2, 3, 4 и т.д. - количество импульсов с логическими уровнями нуль и единица в предыдущей и последующей комбинациях в каждом квадранте.

Как следует из изложенного выше, при n=4 величина дискрета измерения угла крена ракеты равна 90°/4=360°/16=22,5°. Однако возможны и другие значения. Например, при n=2 период повторения импульсов с логическими уровнями равен 45°, при этом для его реализации требуется уменьшить количество импульсов вдвое, например, отбросить первые два значения в каждой комбинации. Аналогичным образом при n=5 требуется увеличить количество импульсов с логическими уровнями в каждой комбинации последовательностей (графы 1 и 2 таблицы) на один. Например, приписать в начало первой (предыдущей) и второй (последующей) последовательностях разные по величине значения, т.е. для первой вместо 0011 и 1101 надо соответственно 00011 и 11101, либо 10011 и 01101. Таким же образом формируют последовательности и для последующих трех квадрантов. При этом период повторения импульсов с логических 360°/20=18°. Аналогично и для n=6, 7 и т.д. Причем при n≠4 синус - косинусный сигнал будет содержать количество дискретов отличное от 16, при этом соответственно изменятся величины коэффициентов, которые определяют величины дискретных амплитуд.

Приведенный способ измерения угла крена на ракете применяют при реализации способа формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, при котором дополнительно осуществляют логическое суммирование (графа 3 в таблице). Кроме того, он применяется для реализации способа выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, при котором осуществляют логическое умножение (графа 4 в таблице).

Следовательно, предлагаемая группа изобретений способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой для его осуществления, способ выделения импульсов на ракете, вращающейся по углу крена, и устройство выделения импульсов установки для его осуществления, способ измерения угла крена на ракете по сравнению с прототипами повышает точность формирования команд управления на ракете за счет исключения ошибок.

1. Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, включающий декодирование и коррекцию принимаемых сигналов по курсу и тангажу и формирование счетных импульсов, из которых вырабатывают коммутирующие сигналы, преобразующие корректированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена, отличающийся тем, что формирование счетных импульсов осуществляют путем логического сложения сдвинутых относительно друг друга на 90° двух идентичных последовательностей импульсов, вырабатываемых после старта на выходах датчика угла крена, при этом в результате логического умножения указанных последовательностей формируют два импульса, первый из которых соответствует углу крена ракеты, равному 0°, а второй - 90°, выделяют первый или второй импульсы, которые используют в качестве импульсов установки в исходное состояние системы управления ракетой.

2. Система управления ракетой, вращающейся по углу крена, содержащая последовательно соединенные приемник и аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, а также последовательно соединенные синус-косинусный преобразователь и рулевой привод, при этом выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу соединены с входами корректирующих фильтров соответственно по курсу и тангажу, выходы которых соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус-косинусного преобразователя, отличающаяся тем, что она снабжена датчиком угла крена, логической схемой ИЛИ и устройством выделения импульсов установки, при этом первый и второй выходы датчика угла крена соединены соответственно с первым и вторым входами логической схемы ИЛИ, выход которой соединен со счетным входом синус-косинусного преобразователя и первым входом устройства выделения импульсов установки, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, а выход соединен с входом установки в исходное состояние синус-косинусного преобразователя.

3. Способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, включающий размещение ракеты на пусковой установке с величиной угла крена, равной 0°, и формирование начального импульса установки в момент выхода бортового источника питания на рабочий режим, подаваемого на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов, который осуществляет счет количества счетных импульсов, отличающийся тем, что вырабатывают дополнительные импульсы, формируемые из задних фронтов выделенных первого и второго импульсов, соответствующих величинам углов крена ракеты 0° и 90°, вырабатывают на выходе сдвигового регистра стробирующий сигнал, содержащий запрещающие и разрешающие логические уровни, устанавливают запрещающие логические уровни на всех выходных разрядах сдвигового регистра в моменты формирований начального импульса установки и вырабатывания дополнительных импульсов, осуществляют каждым счетным импульсом сдвиг вправо разрешающего логического уровня, присутствующего на информационном входе сдвигового регистра, при появлении на требуемом выходном разряде сдвигового регистра разрешающего логического уровня, соответствующего началу формирования стробирующего сигнала в угловом интервале более 90°, но менее 270°, выделяют в каждый креновый период первые импульсы, соответствующие нулевому углу крена ракеты и являющиеся импульсами установки в исходное состояние.

4. Устройство выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, содержащее устанавливающее устройство, отличающееся тем, что оно снабжено последовательно соединенными схемой И, формирователем импульсов обнуления, сдвиговым регистром и формирователем импульсов установки, второй вход которого соединен со вторым входом формирователя импульсов обнуления и выходом устанавливающего устройства, третий вход формирователя импульсов установки соединен с выходом логической схемы И, информационный вход сдвигового регистра соединен с источником логической единицы, причем первым входом устройства выделения импульсов установки является тактовый вход сдвигового регистра, соединяемый с выходом логической схемы ИЛИ системы управления ракетой, а вторым и третьим входами - соответственно первый и второй входы логической схемы И, соединяемые соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, при этом выходом устройства выделения импульсов установки является выход формирователя импульсов установки, соединяемый с входом установки в исходное состояние синус-косинусного преобразователя.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что формирователь импульсов обнуления выполнен в виде последовательно соединенных формирователя дополнительных импульсов и первой логической схемы ИЛИ, при этом первым входом формирователя импульсов обнуления является вход формирователя дополнительных импульсов, вторым входом - второй вход первой логической схемы ИЛИ, а выходом формирователя импульсов обнуления является выход первой логической схемы ИЛИ.

6. Устройство по п.4, отличающееся тем, что формирователь импульсов установки выполнен в виде последовательно соединенных схемы совпадения и второй логической схемы ИЛИ, при этом первым входом формирователя импульсов установки является первый вход схемы совпадения, вторым входом - второй вход второй логической схемы ИЛИ, третьим входом - второй вход схемы совпадения, а выходом формирователя импульсов установки является выход второй логической схемы ИЛИ.

7. Способ измерения угла крена на ракете, включающий формирование датчиком угла крена двух идентичных последовательностей импульсов, сдвинутых относительно друг друга на 90°, отличающийся тем, что две идентичные последовательности импульсов формируют в каждом квадранте кренового периода в виде соответственно предыдущей и последующей комбинаций импульсов с логическими уровнями нуль и единица, которые располагают через равные угловые интервалы, при этом импульсы с одинаковым порядком следования в каждой из двух комбинаций каждого квадранта имеют противоположные логические уровни, за исключением двух импульсов, равных единичному логическому уровню, задние фронты которых образуют в моменты формирования соответственно конца четвертого - начала первого квадрантов и конца первого - начала второго квадрантов, причем величину угла крена ракеты измеряют с момента формирования заднего фронта одного из двух логических импульсов в каждом креновом периоде дискретно через 360°/4n с учетом количества импульсов с логическими уровнями N в креновом периоде, при этом величина измеренного угла крена ракеты равна 360°·N/4n, где n=2, 3, 4 и т.д. - количество импульсов с логическими уровнями нуль и единица в предыдущей и последующей комбинациях в каждом квадранте.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного вооружения, в частности к способам наведения управляемых ракет класса «воздух-воздух» с активными радиолокационными головками самонаведения для поражения целей - постановщиков активных когерентных помех, преимущественно самолетов - помехопостановщиков.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. .

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом "погони".

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. .

Изобретение относится к системам высокоточного вооружения и может быть использовано для управления ракетами при их наведении на маневрирующие воздушные цели в составе множественной группы целей.
Изобретение относится к области управляемого вооружения и может быть использовано для управления боевыми действиями подразделения комплексов вооружения при стрельбе по движущимся целям.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения и может найти применение в бортовых системах контроля и управления боевой нагрузки летательных аппаратов (ЛА)

Изобретение относится к оптическим прицелам систем наведения управляемых объектов и может быть использовано в системах управления огнем противовоздушной обороны

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации

Изобретение относится к ракетам «земля-воздух» и «воздух-воздух»

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, в частности к ракетам, регулярно вращающимся по углу крена, например со стартом из ствольной установки
Наверх