Способ управления реактивным снарядом



Способ управления реактивным снарядом
Способ управления реактивным снарядом
Способ управления реактивным снарядом

 


Владельцы патента RU 2502937:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) (RU)

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения. Способ заключается в том, что старт или полет реактивного снаряда осуществляют со стабилизацией по крену его головного отсека, соединенного с остальными отсеками снаряда через цилиндрический шарнир. При этом стабилизацию головного отсека снаряда по крену осуществляют электрическим моментным двигателем; управляющее воздействие на электрический моментный двигатель формируют блоком управления креном по командам от блока управления полетом на основе информации от блока системы навигации и ориентации об угле поворота по крену (относительно неподвижной системы координат) управляющего модуля. Управляющее воздействие на реактивный снаряд формируют одной парой аэродинамических рулей, неподвижно закрепленных на внешней поверхности управляющего модуля под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля. Увеличение дальности полета осуществляют при нулевом угле поворота относительно продольной оси управляющего модуля за счет режима подпланирования. Управление реактивным снарядом на траектории осуществляют путем изменения направления вектора подъемной силы рулей за счет поворота по крену управляющего модуля на углы, вычисляемые блоком управления полетом. Технический результат заключается в упрощении алгоритма функционирования системы управления реактивным снарядом, а также повышении боевой эффективности реактивного снаряда. 3 ил.

 

Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения.

Способ стабилизации углового положения продольной оси вращающегося по крену артиллерийского управляемого снаряда (Патент RU 2401981 от 20.10.2010) включает измерение одноканальным релейным датчиком угла, связанным с наружной рамкой гироскопического датчика угла и выполненным в виде трех секторов, основного и дополнительного, расположенных по разные стороны от нулевого положения датчика и третьего вспомогательного, расположенного со стороны дополнительного сектора, угла наклона продольной оси снаряда. Осуществляют формирование сигнала управления одним каналом релейного рулевого привода на время превышения углом наклона величин зон нечувствительности секторов датчика. При этом величина зоны нечувствительности основного сектора равна требуемому углу наклона, дополнительного - разности угла наклона и величины амплитуды угла колебаний снаряда по углу атаки, а вспомогательного - величине 2-3 амплитуд угла колебаний снаряда по углу атаки. При превышении углом наклона продольной оси снаряда зон нечувствительности основного или дополнительного секторов формируется сигнал управления рулевым приводом первого канала. При выполнении определенных условий включают режимы управления первым и вторым каналами рулевого привода.

Недостатком данного способа является то, что релейный датчик угла связан с наружной рамкой гироскопического датчика угла, положение которой изменяется (относительно исходного) в полете, в том числе и из-за вращения корпуса снаряда по крену. В итоге это снижает точность стабилизации углового положения продольной оси вращающегося по крену артиллерийского управляемого снаряда.

Этот недостаток, в свою очередь, устранен в изобретении (Патент RU №2158411 от 27.10.2000 г.). Способ поражения цели вращающимся баллистическим реактивным снарядом заключается в полете снаряда к цели со стабилизацией по крену его головного отсека, снабженного головкой самонаведения. При этом головной отсек соединяют с остальными отсеками снаряда через цилиндрический шарнир, а стабилизацию головного отсека по крену осуществляют аэродинамическими и/или газодинамическими рулями этого отсека.

Недостатком данного способа является сложность обеспечения стабилизации головного отсека по крену с помощью двух пар аэродинамических (или иных) рулей, которые одновременно должны обеспечивать необходимые значения углов курса и тангажа.

Технической задачей настоящего изобретения является упрощение алгоритмов функционирования системы управления реактивным снарядом и повышение его боевой эффективности.

Поставленная техническая задача решается следующим образом: способ управления реактивным снарядом, заключающийся в том, что старт или полет его осуществляют со стабилизацией по крену его головного отсека, соединенного с остальными отсеками снаряда через цилиндрический шарнир. При этом стабилизацию головного отсека снаряда по крену осуществляют электрическим моментным двигателем; управляющее воздействие на электрический моментный двигатель формируют блоком управления креном по командам от блока управления полетом на основе информации от блока системы навигации и ориентации об угле поворота по крену (относительно неподвижной системы координат) управляющего модуля; управляющее воздействие на реактивный снаряд формируют одной парой аэродинамических рулей, неподвижно закрепленных на внешней поверхности управляющего модуля под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля; увеличение дальности полета осуществляют при нулевом угле поворота относительно продольной оси управляющего модуля за счет режима подпланирования; управление реактивным снарядом на траектории осуществляют путем изменения направления вектора подъемной силы рулей за счет поворота по крену управляющего модуля на углы, вычисляемые блоком управления полетом.

Изобретение поясняется графическим материалом: на фиг.1 представлена конструкция УРС, на фиг.2 - структурная схема, на фиг.3 - вариант траектории полета.

УРС содержит корпус 1 (разгонный блок с боевой частью), на котором расположены косопоставленные стабилизаторы 2. Корпус 1 выполнен в виде единого конструктивного целого с хвостовым модулем управляющего блока, представляющим собой вал 3 цилиндрического шарнира, ось вращения которого совпадает с продольной осью корпуса 1. На валу 3 в подшипниках 4 установлен управляющий модуль 5, являющийся носовым модулем управляющего блока. В корпусе 6 управляющего модуля 5 установлен электрический моментный двигатель 7, включающий в себя:

- ротор 8, жестко связанный с валом 3;

- статор 9, жестко связанный с корпусом 6;

- датчики угла 10, определяющие взаимное положение ротора 8 и статора 9.

К корпусу 6 управляющего модуля 5 жестко крепится шасси 11, на котором, в свою очередь, крепятся:

- одна пара неподвижных относительно управляющего модуля 5 рулей 12, повернутых относительно продольной оси снаряда на фиксированный угол α, величина которого, в зависимости от вида УРС, может лежать в пределах 6°…14°;

- источник питания 13;

- блок загрузки полетной информации 14;

- блок управления креном 15;

- блок управления полетом 16;

- блок системы навигации и ориентации 17, продольная ось которого совпадает с продольной осью снаряда, содержащей блок микромеханических чувствительных элементов (инерциальный модуль) и спутниковую навигационную систему.

Ключевой особенностью предлагаемого способа является создание неизменного по величине вектора управляющей силы, жестко связанной с корпусом управляющего модуля 5 (например - подъемной силы аэродинамических рулей). При этом управляющий модуль 5 «развязан по крену» относительно корпуса 1 УРС. Поэтому при повороте управляющего модуля 5 относительно Земли, например с помощью электрического моментного двигателя 7, с «опорой» на корпус 1 УРС, меняется направление вектора управляющей силы относительно осей системы координат, связанной с Землей. Что, в свою очередь, приводит к изменению траектории УРС.

Вращение корпуса 1 УРС по крену не имеет принципиального значения. То есть корпус может вращаться с большой частотой, сообщаемой ему при выходе с направляющих пусковой установки, либо вращаться под действием случайных моментов, если начальная частота вращения не была обусловлена его пуском. Важно, чтобы он играл роль «опоры» для поворота управляющего модуля 5.

На фиг.2 показано:

- S1 и S2 - пакеты стартовой информации;

- ψτ - текущие параметры траектории полета УРС;

- γ τ у м - текущее значение угла крена управляющего модуля 5 относительно системы координат, связанной с Землей;

ψg - параметры желаемой траектории полета УРС;

- U ( γ g у м ) - командное напряжение;

- γ g у м - желаемое (необходимое) значение угла крена управляющего модуля 5 относительно системы координат, связанной с Землей;

- U ( γ τ к ) - сигнал с датчиков угла 10;

- γ τ к - текущий угол поворота управляющего модуля 5 относительно корпуса 1 УРС;

- ΔU - напряжение, подающееся на статор 9 электрического моментного двигателя 7;

- γум - угол поворота управляющего модуля 5 относительно системы координат, связанной с Землей.

На фиг.3 обозначено:

- система координат, связанная с Землей.

- траектория УРС (сплошная линия) и ее проекция на горизонтальную плоскость (пунктирная линия);

- 0 - точка старта УРС;

- υ0 - угол поворота направляющих (пускового контейнера) по высоте;

- 0-1 участок разгона (работы двигательной установки УРС);

- 1-2 пассивный участок траектории;

- 2 - точка раскрытия рулей;

- υr=0…-15° угол тангажа УРС в момент раскрытия рулей;

- 2-7 участок подпланирования УРС;

- 3-7 участок горизонтального маневра УРС при «естественной» потере высоты;

- 3 и 5 - точки горизонтального маневра при γум=0…+90°;

- 4 и 6 - точки горизонтального маневра при γум=0…-90°;

- 7-8 участок вертикализации УРС;

- 7 - точка вертикального маневра при γум=180°;

- 8 - точка цели.

При подготовке к пуску с помощью блока загрузки полетной информации 14 на борт УРС передаются следующие пакеты стартовой информации:

- в блок управления полетом 16 - S1(X0, Y0, Z0, υ0, ψ0, Хц, Yц, Zц), где: X0, Y0, Z0 - координаты точки старта; υ0 и ψ0 - углы поворота направляющих (пускового контейнера) по высоте и азимуту; Хц, Yц, Zц - координаты цели;

- в блок системы навигации и ориентации 17 - S20, ψ0, A), где A - альманах спутников.

Блок управления полетом 16 производит вычисление параметров ψg[Xg(t), Yg(t), Zg(t), υg(t), ψg(t)] желаемой траектории полета УРС как функций времени полета t, а так же определяет координаты точек 2 - раскрытия рулей и 7 - начала вертикализации УРС.

После команды «пуск», блок системы навигации и ориентации 17 начинает определять и передавать в блок управления полетом 16 следующую информацию:

- текущие координаты УРС - ψτ(Xτ, Yτ, Zτ, υτ, ψτ);

- текущее значение угла крена управляющего модуля 5 относительно системы координат, связанной с Землей - γ τ ум .

Причем инерциальный модуль, входящий в состав блока системы навигации и ориентации 17, начинает свою работу с момента старта УРС. А спутниковая навигационная система запускается, с учетом загруженного альманаха спутников, в режиме «горячего старта» после окончания работы двигателя УРС (то есть в точке 1). До момента раскрытия рулей (то есть до точки 2) спутниковая навигационная система выходит на рабочий режим и начинает работать в комплексе с инерциальным модулем.

Блок управления полетом 16 осуществляет сравнение текущих ψτ и желаемых ψg параметров траектории УРС в конкретный момент времени. После раскрытия рулей (точка 2), указанный блок, с учетом текущего значения угла крена управляющего модуля 5 γ τ ум , вычисляет желаемое (необходимое) значение этого угла:

γ g ум = γ τ ум + f ( Ψ g Ψ τ ) ,

и формирует командное напряжение U ( γ g ум ) , поступающее на вход блока управления креном 15.

В соответствии с командным напряжением U ( γ g ум ) и с учетом напряжения U ( γ τ к ) (сигнала с датчиков угла 10), зависящего от взаимного положения ротора 8 и статора 9, формируется необходимое напряжение:

Δ U = f [ U ( γ g у м ) , U ( γ τ к ) ]

на статор 9 электрического моментного двигателя 7, что приводит к повороту управляющего модуля 5 на необходимый угол γум относительно системы координат, связанной с Землей.

Это меняет направление вектора подъемной силы рулей относительно осей системы координат, связанной с Землей, что приводит к изменению траектории УРС.

Таким образом, при повороте управляющего модуля относительно его продольной оси на углы, лежащие в пределах 0°…±90°, происходит управление УРС по курсу (точки 3, 4, 5 и 6), а при повороте на угол 180° - по высоте (точка 7), вплоть до вертикализации УРС.

Данное техническое решение позволяет:

- упростить алгоритм функционирования системы управления реактивным снарядом за счет уменьшения числа управляющих органов;

- повысить боевую эффективность УРС путем повышения дальности его полета за счет реализации режима подпланирования и за счет его вертикализации в районе цели.

Способ управления реактивным снарядом, заключающийся в том, что старт или полет его осуществляют со стабилизацией по крену его головного отсека, соединенного с остальными отсеками снаряда через цилиндрический шарнир, отличающийся тем, что стабилизацию головного отсека снаряда по крену осуществляют электрическим моментным двигателем; управляющее воздействие на электрический моментный двигатель формируют блоком управления креном по командам от блока управления полетом на основе информации от блока системы навигации и ориентации об угле поворота по крену (относительно неподвижной системы координат) управляющего модуля; управляющее воздействие на реактивный снаряд формируют одной парой аэродинамических рулей, неподвижно закрепленных на внешней поверхности управляющего модуля под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля; увеличение дальности полета осуществляют при нулевом угле поворота относительно продольной оси управляющего модуля за счет режима подпланирования; управление реактивным снарядом на траектории осуществляют путем изменения направления вектора подъемной силы рулей за счет поворота по крену управляющего модуля на углы, вычисляемые блоком управления полетом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области наведения управляемых ракет. Способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя, включает формирование на носителе лазерного луча с информационным полем управления, наведение на цель оптического прицела, ось которого съюстирована с осью информационного поля, ориентирование оси пускового устройства в направлении оси луча, пуск ракеты со сложенными аэродинамическими рулями и ввод ракеты в информационное поле, открытие на ракете приемника излучения и формирование команд управления, зависящих от положения ракеты относительно оси информационного поля, раскрытие аэродинамических рулей и их отклонение.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к способу и системам управления ракетами, вращающимися по углу крена, и может быть использовано в системах управления, формирующих на борту команды управления.

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.

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

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 области управляемого вооружения и может быть использовано для управления боевыми действиями подразделения комплексов вооружения при стрельбе по движущимся целям.

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в системах управления самонаводящимся по радиоизлучению оружием (СНО). Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого устройство обнаружения содержит последовательно соединенные антенну (А), приемно-пеленгационное устройство (ППУ) и устройство управления (УУ), а также второе ППУ, устройство совпадения (УС), устройство индикации одиночной цели (УИОЦ) и устройство индикации групповой цели (УИГЦ). Причем первый вход второго ППУ подключен к выходу А, а второй выход соединен с третьим входом УС, второй вход которого соединен со вторым выходом ППУ, второй вход которого соединен с первым выходом УУ, третий выход которого подключен к первому входу УС, первый и второй выходы которого соединены с входами УИОЦ и УИГЦ соответственно, причем выходы УИОЦ и УИГЦ подключены к четвертому и пятому входам УУ соответственно, на первый вход УУ, являющийся входом устройства, поступают данные целеуказания с носителя СНО, а с четвертого выхода УУ, являющегося выходом устройства, поступают в автопилот сигналы управления. 2 ил.

Изобретение относится к тренажерной технике и предназначено для обучения отработке навыков применения зенитно-ракетных комплексов и противотанковых управляемых ракет. Блок обработки видеоизображений первой группой входов-выходов соединен с первой группой входов-выходов пульта оператора, а второй группой входов-выходов и группой входов подключен соответственно к первой группе входов-выходов и к группе выходов исполнительного блока. Последний содержит мини-ЭВМ, предназначенную для генерирования имитационного видеоизображения, видеопреобразователь, предназначенный для передачи сгенерированного мини-ЭВМ изображения в блок обработки видеоизображений, два микроконтроллера, предназначенные для информационного обмена с блоками боевой машины (БМ), блок разовых команд, предназначенный для приема и преобразования управляющих команд от пульта оператора, стабилизированный блок электропитания, предназначенный для энергообеспечения мини-ЭВМ и систем исполнительного блока, и порт карты флеш-памяти, предназначенный для подключения к мини-ЭВМ внешних устройств, своими второй группой входов-выходов и группой входов соединенный соответственно со второй группой входов-выходов и с группой выходов пульта оператора БМ, группа входов которого является также первой группой входов тренажера. Техническим результатом изобретения является развитие навыков применения средств поражения в условиях, приближенных к реальным. 1 з.п. ф-лы, 2 ил., 2 прилож.

Изобретение относится к средствам управления самонаводящимся по радиоизлучению оружием (СНО) и их бортовой радиоэлектронной аппаратуре. Устройство определения направления и величины скачков пеленга содержит последовательно соединенные антенну (А), приемно-пеленгационное устройство (ППУ) и устройство управления (УУ), а также устройство задержки (УЗ), вычитающее устройство (ВУ), интегрирующее устройство (ИУ), два пороговых устройства (ПУ) и два индикатора скачка пеленга (ИСП), причем первый выход УУ подключен к второму входу ППУ, третий выход которого соединен с третьим входом УУ, пятый и четвертый входы которого подключены к выходам первого и второго ИСП соответственно, входы которых соединены с выходами первого и второго ПУ соответственно, входы которых, а также шестой вход УУ подключены к выходу ИУ, вход которого соединен с выходом ВУ, первый и второй входы которого подключены к выходу УЗ и второму выходу ППУ соответственно, при этом вход УЗ соединен с вторым выходом ППУ, причем первый вход УУ является входом устройства, на который поступают данные целеуказания с носителя СНО, а второй выход УУ - выходом устройства, с которого снимаются сигналы управления. Технический результат изобретения - повышение вероятности определения направления и величины скачков пеленга в момент разрешения групповой цели. 5 ил.

Изобретение относится к области радиолокации, к системам автосопровождения объекта визирования (ОВ), к системам самонаведения подвижных носитетелей (ПН), особенно разового действия, и может быть применено в первичных радиолокационных системах, т.е. в системах, использующих принцип отражения радиоволн, а также в аналогичных системах, в которых длины и тип волн несущественны, и, кроме того, в комплексированных радиолокационных бортовых системах самонаведения (БССН) высокого уровня интеграции, содержащих радиолокационную и инерциальную системы автосопровождения, в составе которых имеется устройство с изменяющейся ориентацией направления зеркала антенны, основанные на использовании первичной информации гироинерциальных датчиков пространственного движения ПН интегрированных радиолокационных (РЛ) БССН, установленных на нем соответствующим образом. Техническим результатом изобретения является обеспечение высокого разрешения БССН в режиме реального времени при поиске ОВ, высокой точности пеленгования облучаемого ОВ и определения координат положения облучаемого ОВ относительно ПН, высокой помехозащищенности сигналов компенсации фазовых искажений принимаемых сигналов, обусловленных траекторными нестабильностями (ТН) и упругими колебаниями корпуса (УКК) ПН БССН. Предложены способ и система формирования сигнала пеленгования сигнала компенсации фазовых искажений принимаемых сигналов, отраженных от облучаемого ОВ, с одновременным его инерциальным пеленгованием и инерциальным автосопровождением для его осуществления, состоящая из узкополосного контура 1 инерциального автосопровождения заданного ОВ и широкополосного контура 2 гиростабилизации и управления направлением вектора визирования. При этом система содержит инерциальный дискриминатор 3 сигналов пеленгования заданного ОВ, который включает в свой состав цифровое вычислительное устройство (ЦВУ) 4 и интегрированное устройство (ИАУ). 2 н.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. В способе управления ракетой формируют управляющий сигнал автоколебательным приводом аэродинамических рулей с обратной связью и вибрационной линеаризацией и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей. При этом до пуска ракеты задают фиксированный момент времени, от момента пуска ракеты до фиксированного момента времени сигнал управления приводом формируют в виде релейного двухпозиционного сигнала с модуляцией импульсов по ширине и при этом организуют работу привода в релейном режиме с отключением его обратной связи и вибрационной линеаризации. Система управления ракетой содержит аппаратуру управления ракетой (1), содержащую последовательно соединенные устройство измерения рассогласования ракеты (2) с заданной линией наведения и устройство формирования сигналов управления (3), привод аэродинамических рулей (4), содержащий суммирующий усилитель (5), усилитель мощности (6), релейный элемент (7), рулевую машинку (8) и датчик отклонения рулей (13), а также генератор линеаризующих колебаний (14). В систему управления дополнительно введены первый и второй ключ (11, 12), источник временного сигнала (9) и логическое устройство (10). Достигается повышение точности наведения ракет с аэродинамическими рулями. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управлению ракетой с лазерной полуактивной головкой самонаведения, захватывающей подсвеченную цель на конечном участке траектории. Изобретение предназначено для управления огнем минометов и ствольной артиллерии при стрельбе управляемыми боеприпасами, в том числе управляемыми ракетами. Дополнительно определяют угол места цели относительно целеуказателя и устанавливают единое компьютерное время в ракете. После пуска ракеты последовательно осуществляют топопривязку к местности летящей ракеты с помощью аппаратуры спутниковой навигации, обнаружение второй, более приоритетной, цели, измерение целеуказателем азимута, угла места и дальности до второй цели, топографическую привязку второй цели к местности в пульте разведчика, передачу координат второй цели из пульта разведчика в пульт управления огневой позиции по цифровой радиосвязи, расчет установок стрельбы ракеты по второй цели и передачу их на ракету по цифровой радиосвязи, разворот и наведение ракеты на вторую цель, а также передачу в пульт управления огневой позиции с ракеты сообщения о работе по второй цели. Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности перенацеливания ракеты во время полета при стрельбе на дальность более 50 км по движущейся цели или второй, более приоритетной, цели. 1 ил.

Изобретение относится к области импульсной техники, в частности к селекторам по периоду следования, и к области головок самонаведения. Технический результат заключается в уменьшении времени поиска и обеспечении перехода в режим слежения при отказе одного из каналов в диапазоне возможных частот вращения. Технический результат достигается за счет селектора импульсов полуактивной головки самонаведения вращающихся по крену артиллерийских снарядов, содержащего блок выделения первого импульса, первую схему ИЛИ, элемент задержки, блок формирования строба, схему И, первый и второй пересчетные блоки, вторую схему ИЛИ, многоканальный усилитель, блок компараторов, блок триггеров, генератор импульсов, счетчик импульсов, регистр, блок умножения, сравнивающее устройство, таймер, блок счетчиков, шифратор, приемник излучения с чувствительными элементами и схему И-ИЛИ с соответствующими связями. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится военной технике и может быть использовано в противолодочных боеприпасах. Противолодочный боеприпас (ПБ) содержит корпус, систему запуска и разделения, тормозной отсек с парашютом и поплавком с невозвратным клапаном, отделяемый корректируемый подводный снаряд (КПС) с ускорителем, боевой частью, взрывательным устройством, системой коррекции траектории, содержащей гидроакустическую приемоизлучающую антенну, электронный блок обработки сигналов, рулевое устройство, дежурный гидроакустический канал. С установки сбрасывают или выстреливают прицельно серийно или одиночно ПБ в заданную точку на водной поверхности, обеспечивают заданную скорость полета ПБ на воздушной траектории, отделяют КПС после приводнения и зависания на заданной глубине ПБ, отклоняют траекторию движения КПС в сторону цели с помощью системы наведения. Изобретение позволяет повысить эффективность наведения ПБ на цель. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано в комплексах противотанковых управляемых ракет (ПТУР) и зенитных управляемых ракет (ЗУР). Технический результат - повышение точности наведения ракет с релейными приводами рулевых органов (ПРО). Для этого задают до пуска момент времени tз, а релейный двухпозиционный сигнал V формируют по закону V = { s i g n ⌊ h y + U 1 ⌋ C ( γ ) + s i g n [ h z + U 2 ] S ( γ )                                                                     п р и     t ≤ t 0 s i g n ⌊ h y + U 1 ⌋ C ( γ ) + s i g n [ h z + U 2 s i g n ( − U 1 ) ] S ( γ )                     п р и     t > t 0 , где U1, U2 - периодические по углу γ сигналы, сдвинутые на угол π/2 друг относительно друга и на угол π/2 соответственно относительно сигналов C(γ), S(γ), а момент времени t0 определяют как ближайший момент времени после заданного до пуска момента времени tз, соответствующий переключению сигнала S(γ) с нулевого уровня на положительный уровень. При этом в систему с релейным ПРО введены соответствующие дополнительные суммирующие усилители, релейные элементы, модуляторы, фазовращатель и инвертирующий усилитель. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. Оно предназначено для повышения точности наведения ракет с аэродинамическими рулями. Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в повышении точности работы привода рулей посредством уменьшения его «ненуля». Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в том, что в управляющий автоколебательным приводом сигнал дополнительно вводится путем суммирования сигнал, пропорциональный его интегрированному значению, который минимизирует «ненуль» в замкнутой системе, охваченной отрицательной обратной связью. Поставленная задача решается за счет того, что в способе управления ракетой, включающем формирование системой управления ракетой управляющего сигнала автоколебательным приводом аэродинамических рулей, вибрационную линеаризацию этого сигнала путем его суммирования с внешним линеаризующим сигналом и соответствующее отклонение приводом аэродинамических рулей, новым является то, что формируют сигнал, пропорциональный интегрированному вибрационно - линеаризованному сигналу, а управляющий автоколебательным приводом сигнал формируют как сумму вибрационно-линеаризованного сигнала и сигнала, пропорционального интегрированному вибрационно-линеаризованному сигналу, причем коэффициент интегрирования kи, 1/с, устанавливают в соответствии с выполнением условия 20 … 30 t п < k и < ω П А Р 20 … 30 ,   где tп - полетное время ракеты на максимальную дальность стрельбы, с; ωПАР - полоса пропускания привода, 1/с. В системе управления ракетой, реализующей этот способ, включающей аппаратуру управления ракетой, содержащую последовательно соединенные устройство измерения рассогласования ракеты с заданной линией наведения и устройство формирования сигналов управления, а также генератор линеаризующих колебаний и привод аэродинамических рулей, содержащий последовательно соединенные усилитель мощности, релейный элемент, рулевую машинку, датчик отклонения рулей и суммирующий усилитель, второй вход которого подключен к выходу аппаратуры управления ракетой, которым является выход устройства формирования сигналов управления, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные интегрирующий усилитель и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со входом усилителя мощности, причем вход интегрирующего усилителя и второй вход второго суммирующего усилителя соединены с выходом первого суммирующего усилителя, а выход генератора линеаризующих колебаний соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх