Способ управления скоростью полета ракеты нормальной аэродинамической схемы с х-образно расположенными рулями



Способ управления скоростью полета ракеты нормальной аэродинамической схемы с х-образно расположенными рулями
Способ управления скоростью полета ракеты нормальной аэродинамической схемы с х-образно расположенными рулями
Способ управления скоростью полета ракеты нормальной аэродинамической схемы с х-образно расположенными рулями
Способ управления скоростью полета ракеты нормальной аэродинамической схемы с х-образно расположенными рулями
Способ управления скоростью полета ракеты нормальной аэродинамической схемы с х-образно расположенными рулями
Способ управления скоростью полета ракеты нормальной аэродинамической схемы с х-образно расположенными рулями

 


Владельцы патента RU 2510485:

Федеральное государственное военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военный авиационный инженерный университет" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, в частности к системам стабилизации полета. Способ управления заключается в измерении текущих значений углов наклона траектории θ, пути ψ, крена γ, определении необходимых для наведения на цель ракеты значений углов наклона траектории θзад, пути ψзад, крена γзад, определении сигналов рассогласований по углам наклона траектории Δθзад, пути Δψзад, крена Δγзад от заданных значений и формировании сигналов скорости отклонения рулей по каналу высоты δ ˙ B , направления δ ˙ H , элеронов δ ˙ Э . Сигналы управления по каналам δ ˙ B , δ ˙ H , δ ˙ Э суммируются между собой и формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м . Измеряя воздушную скорость движения ракеты Va и зная воздушную скорость, необходимую для движения на цель Va зад, определяют рассогласование от заданной скорости ΔVa зад=Va-Va зад и формируют дополнительный сигнал скорости отклонения рулей по каналу продольной скорости δ ˙ П С . Формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м : - при угле атаки, большем угла скольжения - синхронное перемещение соседних рулей с каждой стороны попарно-синхронно навстречу друг другу; - при угле скольжения, большем угла атаки - синхронное перемещение соседних рулей сверху и снизу попарно-синхронно навстречу друг другу, что приводит к управлению значениями воздушной скорости движения ракеты Va. Повышается эффективность управления. 4 ил.

 

Предлагаемый способ управления относится к области управления движением воздушных судов, в частности к области управления полета ракет нормальной аэродинамической схемы с Х-образно расположенными рулями.

Известен способ управления скоростью воздушного судна (ВС) отклонением тормозных щитков [Ништ М.И. Аэродинамика боевых летательных аппаратов / М.И. Ништ - М.: ВВИА имени профессора Н.Е. Жуковского, 1994 г., С.258] - поверхностями управления, которые отклоняют для снижения его воздушной скорости. При превышении путевой скорости ВС выше заданной скорости на величину ΔV, тормозные щитки отклоняют на угол ΔδТЩ пропорциональный величине этого рассогласования скорости ΔV. Воздушный поток оказывают тормозящее воздействие на данные отклоненные управляющие поверхности и снижает воздушную скорость всего воздушного судна. В целом, указанные управляющие поверхности обеспечивают снижение продольной скорости самолета, но не все ВС имеют данные управляющие поверхности. Для управления скоростью воздушного судна при их отсутствии необходим монтаж дополнительных приводов и вычислительных устройств, обеспечивающих их работу.

Известен способ автоматического управления скоростью воздушного судна путем изменения тяги двигателя. При отклонении путевой скорости ВС от скорости заданной системой управления ВС на величину ΔV но сигналам данной системы управления тяга двигателя изменяется на величину ΔP определяемую пропорционально величине рассогласования скорости ΔV. В результате изменения тяги двигателя ВС возникает ускорение, направленное на изменение скорости ВС в сторону уменьшения этого рассогласования [Красовский А.Л. Системы автоматического управления летательных аппаратов / А.А. Красовский, Ю.А. Вавилов, А.И. Сучков. - М.: Наука, 1986 г., С.309-315]. Управление скоростью ВС путем изменения тяги двигателя требует изменения его конструкции двигателя, удорожания конструкции, увеличения веса ВС.

Известен способ управления движением ракет при помощи X-образно расположенных дифференциально отклоняемых аэродинамических рулей [Лебедев А.А. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов/ Лебедев А.А., Чернобровкин Л.C./ Учебное пособие для вузов. Изд. 2-е, перераб. и доп. М:. Машиностроение, 1973, 616 с.]. После пуска ракеты для наведения ракеты на подвижную цель при отклонении ракеты от линии визирования «ракета-цель» с целью его устранения системой наведения ракеты формируются сигналы на рулевые привода для отклонения X-образно расположенных аэродинамических рулевых поверхностей следующим образом. Первоначально формируют три сигнала по каналам управления путем:

- измерения текущего значения угла наклона траектории θ, определении необходимого для наведения на цель ракеты значения угла наклона траектории θзад, определении сигнала рассогласования по углу наклона траектории Δθзад, и путем усиления этого сигнала на коэффициент K δ ˙ В H , определяют сигнал скорости отклонения рулей по каналу высоты δ ˙ В ;

- измерения текущего значения угла пути ψ, определения заданное, необходимое для наведения на цель ракеты значение угла пути ψзад, определении сигнала рассогласования по углу пути Δψзад, от заданного значения и, усиливая этот сигнал, формируют сигнал скорости отклонения рулей по каналу направления δ ˙ Н ;

- определения текущего значения угла крена γ, определяют заданное, необходимое для наведения на цель ракеты значение угла крена γзад, определении сигнала рассогласования по углу крена Δγзад, от заданного значения и, усиливая сигнал на коэффициент управления K δ ˙ Э Δ γ , формируют сигнал скорости отклонения рулей по каналу элеронов δ ˙ Э , формируют сигналы управления каждого из четырех Х-образно расположенных рулей δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м путем суммирования сигналов управления δВ, δН, δЭ между собой со знаками:

- сигнал канала высоты δВ, синхронно вверх - при отрицательных рассогласованиях по углу наклона траектории Δθзад и синхронно вниз - при положительных рассогласованиях по углу наклона траектории Δθзад;

- сигнал канала направления δН, при положительных рассогласованиях угла пути Δψзад - синхронно влево и при отрицательных рассогласованиях угла пути Δψзад - синхронно вправо;

- сигнал канала элеронов δЭ, синхронно в направлении совпадающем с направлением рассогласования по крену Δγзад, после чего приводят все сигналы δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м к общему уровню путем усиления, каждого сигнала на коэффициент 1 3 подают на соответствующие рулевые привода Х-образно расположенных рулей. Однако для обеспечения гарантированного наведения на цель такие комбинации отклонения рулей не обеспечивают управления ракетой из-за отсутствия управления воздушной скоростью ракеты в случае избыточной или недостаточной для наведения на цель воздушной скорости ракеты.

Рассмотренный последним способ управления движением ракеты является наиболее близким, по совокупности существенных признаков к заявленному и принимается за прототип заявленного способа управления продольной скоростью ракеты.

Задачей, на решение которой направлен заявленный способ управления полета ракеты, является определение таких отклонений ее X-образно расположенных рулей, с помощью которых возможно управление скоростью ракеты, но которые не повлияют на движение ракеты по каналам высоты, направления и элеронов.

Технический результат, который обеспечивается заявленным способом управления полетом ракеты, заключается в том, что при синхронном отклонении рулей в данной комбинации оказывается эффективное управляющее воздействие на значение продольной скорости ракеты и не наблюдается изменения перемещения ракеты и изменения ее углового положения по каналам высоты, направления и элеронов.

Указанный технический результат способа управления воздушной скоростью ракеты обеспечивается тем, что, при увеличении воздушной скорости воздушного судна выше заданной вычислителем системы управления все рулевые поверхности синхронно отклоняются на увеличение угла своего отклонения пропорционально величине рассогласования воздушной скорости.

Сущность заявленного способа заключается в том, что отклонение любой рулевой поверхности в сторону увеличения угла отклонения навстречу воздушному потоку т.е. на увеличение ее угла атаки приводит к пропорциональному увеличению силы лобового сопротивления.

Кроме того в результате синхронного отклонения попарно навстречу друг к другу верхних и нижних рулей в поперечной плоскости ракеты происходит по парная компенсация моментов рулей, что приводит к тому, что практически не оказывается влияние на управление в каналах высоты, направления и элеронов, но значительно увеличивается сила лобового сопротивления.

Аналогичный эффект наблюдается в результате синхронного отклонения при отклонении из нулевого положения рулей в обратном направлении - попарно навстречу друг к другу правых и левых рулей.

Возникшее увеличение силы лобового сопротивления на всех X-образных рулях приводит к увеличению силы лобового сопротивления всего воздушного судна в целом - уменьшается воздушная скорость ракеты. Эффективность такого управления достаточно высока - отклонение всех X-образно расположенных рулей в описанной комбинации существующих ракет на 30° приводит к увеличению силы лобового сопротивления до 30%.

В целом, при появлении рассогласования по любому из каналов управления система управления формирует сигнал отклонения рулей направленный на устранение этого рассогласования.

Таким для управление полетом ракеты четырьмя Х-образно расположенными рулями по сигналам четырех сигналов управления по каждому каналу выделяется свой ограниченный диапазон отклонения рулей. Это организуется путем ограничения сигналов по каждому из каналов управления. Например, при полном отклонении рулей в 40 градусов сигнал по каждому из четырех каналов не должен превысить отклонение руля в 10 градусов.

Таким образом, максимальное суммарное отклонение рулей по каналам в одном направлении приведет к выходу одного из рулей в крайнюю точку отклонения, ограниченную упором. При таком выходе на упор подача сигналов прекратится, поскольку будут выбраны диапазоны отклонения рулей по всем каналам управления.

В целом, скорость движения рулей для каждого из каналов задается пропорциональной величине рассогласования по данному каналу, что обеспечивается наличием обратной связи для данного канала.

Однако в некоторых случаях синхронные отклонение рулей в заявленной комбинации рулей друг другу навстречу может оказывать влияние на изменение перемещений ракеты в других каналах управления ракетой. Это происходит в следующих условиях:

- при значительных углах атаки в комбинации, когда соседние рули сверху и снизу попарно синхронно отклоняются навстречу друг другу.

- при значительных углах скольжения в комбинации, когда соседние рули с одной стороны попарно синхронно отклоняются навстречу друг другу.

Поэтому в случае превышения значения угла атаки α над значением угла скольжения β лучше использовать комбинацию отклонения соседних рулей с каждой стороны синхронно попарно навстречу друг другу; а в случае превышения значения угла скольжения β над значением угла атаки α лучше использовать комбинацию отклонения рулей сверху и рулей снизу попарно синхронно навстречу друг другу,

При отрицательном рассогласовании воздушной скорости Vа зад рули уже отклонены на торможение ракеты по сигналу в канале δ ˙ П С для увеличения воздушной скорости рулевые поверхности в этой же комбинации необходимо синхронно убрать из потока в нулевое положение т.е по сигналу в канале δ ˙ П С изменить их положение на уменьшение угла отклонения по отношению к направлению воздушного потока.

Область применения заявленного способа управления на высоте до 13000 метров в условиях достаточной плотности воздуха для аэродинамического управления движением ракеты.

На фигуре 1 изображен вид на отклоненные рулевые поверхности с хвоста ракеты при угле атаки α, большем угла скольжения β. На фигуре 1 цифрами 1, 2, 3, 4 обозначены номера рулей. На фигуре показано, что для уменьшения продольной скорости ракеты рули попарно с одной стороны отклоняются навстречу друг другу (1 навстречу 2 и 3 навстречу 4).

На фигуре 2 изображена функциональная схема системы управления ракеты нормальной аэродинамической схемы с X-образно расположенными рулями при угле атаки α, большем угла скольжения β при принятии за положительные отклонения четырех рулей ракеты δ1, δ2, δ3, δ4 - отклонение вверх. На фигуре 2: 5 - вычислитель текущего угла наклона траектории θ, 6 - измеритель угла крена γ, 7 - вычислитель текущего угла пути ψ, 8 -измеритель воздушной скорости Vа, 9 - сумматор обратной связи с усилителем рассогласования, 10 - блок суммирования и формирования знаков сигналов управления δ ˙ В , δ ˙ Э , δ ˙ Н , δ ˙ П С . Кроме того на фигуре 2 также показана работа блока суммирования и формирования знаков сигналов управления δ ˙ В , δ ˙ Э , δ ˙ Н , δ ˙ П С . В частности, показано, что при положительных рассогласованиях воздушной скорости Vа происходит синхронное перемещение соседних рулей с каждой стороны попарно-синхронно навстречу друг другу. В целом, выбор знака для данной комбинации отклонения рулей ракеты δ1, δ2, δ3, δ4 по сигналам δВ, δЭ, δН, δПС может быть представлен матричным выражением:

[ δ ˙ 1 δ ˙ 2 δ ˙ 3 δ ˙ 4 ] = 1 4 [ 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 ] [ δ ˙ в δ ˙ н δ ˙ э δ ˙ п с ] .

На фигуре 3 изображен вид на отклоненные рулевые поверхности с хвоста ракеты при угле скольжения β большем угла атаки α. На фигуре 3 цифрами 1, 2, 3, 4 обозначены номера рулей. Предложенный способ управления ракетой состоит в том, что для уменьшения продольной скорости ракеты рули попарно отклоняются попарно сверху и снизу (1 навстречу 4 и 2 навстречу 3).

На фигуре 4 изображена функциональная схема структурная схема системы управления ракеты нормальной аэродинамической схемы с X-образно расположенными рулями при угле скольжения β большем угла атаки α при принятии за положительные отклонения четырех рулей ракеты δ1, δ2, δ3, δ4 - отклонение вверх. На фигуре 4: 5 - вычислитель текущего угла наклона траектории θ, 6 - измеритель угла крена γ, 7 - вычислитель текущего угла пути ψ, 8 - измеритель воздушной скорости Vа, 9 - сумматор обратной связи с усилителем рассогласования, 10 - блок суммирования и формирования знаков сигналов управления δ ˙ В , δ ˙ Э , δ ˙ Н , δ ˙ П С . Кроме того, на фигуре 4 показана работа блока суммирования и формирования знаков сигналов управления δ ˙ В , δ ˙ Э , δ ˙ Н , δ ˙ П С . В частности, показано, что при положительных рассогласованиях воздушной скорости Vа происходит синхронное перемещение верхних рулей и нижних рулей попарно-синхронно навстречу друг другу. В целом, выбор знака для данной комбинации отклонения рулей ракеты δ1, δ2, δ3, δ4 по сигналам δВ, δЭ, δН, δПС может быть представлен матричным выражением:

[ δ ˙ 1 δ ˙ 2 δ ˙ 3 δ ˙ 4 ] = 1 4 [ 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 ] [ δ ˙ в δ ˙ н δ ˙ э δ ˙ п с ] .

Способ управления скоростью полета ракеты нормальной аэродинамической схемы с X-образно расположенными рулями, заключающийся в определении текущих значений углов наклона траектории θ, пути ψ, крена γ, определении необходимых для наведения на цель ракеты значений углов наклона траектории θзад, пути ψзад, крена γзад, определении сигналов рассогласований по углам наклона траектории Δθзад, пути Δψзад, крена Δγзад от заданных значений, по данным рассогласованиям формируют сигналы скорости отклонения рулей по каналу высоты δ ˙ B , направления δ ˙ H , элеронов δ ˙ Э , далее путем суммирования сигналов управления по каналам δ ˙ B , δ ˙ H , δ ˙ Э между собой с соблюдением правила знаков формируют сигналы управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей ракеты δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м и приводят данные сигналы к общему уровню, после чего подают на соответствующие рулевые привода X-образно расположенных рулей, отличающийся тем, что измеряют воздушную скорость движения ракеты Va, определяют воздушную скорость, необходимую для движения на цель Va зад, определяют и усиливают рассогласование от заданной воздушной скорости ΔVа зад=Vа-Vа зад, и формируют сигнал скорости отклонения рулей по каналу продольной скорости δ ˙ п с , который дополнительно суммируют с сигналами управления каждого из четырех X-образно расположенных рулей δ 1 с у м м , δ 2 с у м м , δ 3 с у м м , δ 4 с у м м , и после усиления подают на соответствующие рулевые привода X-образно расположенных рулей со знаком, обеспечивающим:
- при угле атаки, большем угла скольжения, - синхронное перемещение соседних рулей с левой и с правой стороны попарно-синхронно навстречу друг другу;
- при угле атаки, меньшем угла скольжения, - синхронное перемещение верхних рулей и нижних рулей попарно-синхронно навстречу друг другу, в результате чего отклонение рулей приводит к заданным управляющим воздействиям на воздушную скорость движения ракеты Va.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам с газовым подвесом. Снаряд с газовым подвесом содержит гладкую цилиндрическую часть.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к пулям для стрелкового оружия. Хвостовая часть пули в полете принимает удобообтекаемую форму.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Управляемый реактивный снаряд включает управляющий и разгонный блоки.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах и в управляемых пулях. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме.

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 оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) при нанесении ударов по стационарным (наземным и надводным) объектам противника бомбами, оснащенными фугасными боевыми частями, в условиях радиоэлектронного противодействия противника.

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) с целью поражения радиоэлектронных средств (РЭС) противника.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет. .

Изобретение относится к области ракетной техники. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления. Она снабжена переходным обтекателем, в котором вокруг хвостовой части маршевой ступени размещено газодинамическое устройство управления, выполненное в виде газодинамического рулевого привода с пороховым аккумулятором давления торообразной формы, реализующее моментное управление путем создания поперечной тяги. Сопла газодинамического устройства управления выведены наружу переходного обтекателя в радиальном направлении. Стартовый двигатель выполнен отделяемым. Корпус стартового двигателя выполнен коническим. Боевая часть размещена в носовой части маршевой ступени. Блок управления размещен в хвостовой части маршевой ступени, которая вдвинута в центральную трубку, выполненную в стартовом двигателе. Уменьшается масса и увеличивается маневренность летательного аппарата. 2 ил.

Группа изобретений относится к системам управления ракетами (СУР). Cпособ формирования команд управления включает измерение величины угла крена ракеты, формируемой в виде сигнала в n-разрядном коде Грея, который преобразуют в двоичное число, содержащее n-разрядов, логические уровни которого вырабатывают многоступенчатую аппроксимацию сигналов синусоиды и косинусоиды, и формируют из декодированных принимаемых сигналов команды управления ракетой соответственно по курсу и тангажу. СУР включает в себя гироскопический измеритель угла крена, логическую схему «исключающее ИЛИ», преобразователь команд управления и второй рулевой привод. Способ измерения угла крена включает формирование дополнительных последовательностей логических уровней, формирующих число в n-разрядном коде Грея, которое преобразуют в двоичное n-разрядное число, соответствующее измеренной величине угла крена ракеты. В гироскопический измеритель угла крена дополнительно введены пары светодиод-фотодиод, размещенные на корпусе гироскопа и разделяемые растром. Способ включает формирование синусного и косинусного сигналов для формирования команд управления на ней, при котором двоичное число в параллельном виде формируют в виде n-разрядного. В СУР введён синус-косинусный формирователь М задатчиков чисел и логическая схема «НЕ». Повышается эффективность формирования команд управления СУР. 6 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к взрывателям с оптическим датчиком цели для реактивных боеприпасов. Оптический датчик цели установлен внутри корпуса головного взрывателя. На корпус взрывателя установлен защитный кожух, головной стопорный элемент, пиропривод, электронно-временное устройство и нижний стопорный элемент. Кожух представляет собой тело вращения оболочечного типа, преимущественно повторяющее наружные обводы взрывателя. Кожух установлен с наружной стороны взрывателя. Кожух состоит из трех и более сегментов. Головной стопорный элемент установлен на головной части защитного кожуха. Пиропривод установлен на корпусе взрывателя и обеспечивает осевое перемещение головного стопорного элемента. Выводы электронно-временного устройства соединены с выводами пиропривода. Нижний стопорный элемент взаимодействует с нижними частями сегментов защитного кожуха и фиксирует сегменты защитного кожуха на корпусе взрывателя от перемещения в радиальном направлении. Сегменты защитного кожуха имеют конструктивные элементы, взаимодействующие с ответными конструктивными элементами на корпусе взрывателя, и исключают возможность перемещения сегментов относительно корпуса взрывателя при установленных головном и нижнем стопорных элементах. Достигается расширение функциональных характеристик реактивного боеприпаса с оптическим датчиком цели. 3 ил.
Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам, невидимым для радиорадаров (стелс-снарядам). Стелс-снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество. Снаряд выполнен из радиопрозрачного композитного материала и имеет заднюю (относительно направления движения) часть в виде полусферы или полуэллипсоида, или полуовала вращения. Достигается создание снаряда, невидимого для радиорадаров. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способу подрыва осколочно-фугасной боевой части (ОФБЧ). Способ подрыва ОФБЧ самонаводящегося боеприпаса с управляющим блоком (УБ) осуществляется посредством ударного воздействия бойка на головное взрывательное устройство (ВУ) мгновенного действия ОФБЧ. Боеприпас снабжен системой управления. Ударное воздействие бойка на ВУ осуществляют через дополнительно введенную в состав УБ аэродинамическую иглу (АИ), которую опирают на боек. Для осколочного подрыва ОФБЧ производят, в момент удара УБ о преграду, механическую расфиксацию и утапливание АИ и бойка в корпус УБ соосно его продольной оси вплоть до удара бойка по ВУ. Для фугасного подрыва ОФБЧ, по команде системы управления УБ, АИ жестко заклинивают в корпусе УБ. Достигается придание самонаводящимся боеприпасам нового качества ситуационного преобразования типа подрыва. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области устройств для улучшения управления ракетами или реактивными снарядами, а именно к устройствам управления ракетой или реактивным снарядом, например малого калибра. Устройство управления ракетой или реактивным снарядом имеет основную боковую поверхность с носом на уровне одного из ее концов и средства инициирования пороха. Устройство содержит полость, определяющую камеру сгорания и заполненную взрываемым порохом. Взрываемый порох содержит нанотермиты. Реактивный снаряд или ракета содержит устройство управления ракетой или реактивным снарядом. Достигается улучшение управления ракетами или реактивными снарядами. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА), в частности, стабилизированными вращением. Способ использует информацию о векторе магнитного поля Земли (МПЗ), измеренном датчиком МПЗ в связанной с ЛА вращающейся по крену системе координат. Сигнал измеренного датчиком угла крена суммируют с сигналом поправки этого угла, вычисляемой с учетом угла наклона вектора напряженности МПЗ, углов магнитного курса и тангажа ЛА. Определяют функцию чувствительности (ФЧ) сигнала поправки угла крена в зависимости от ФЧ ошибки измерения угла крена ЛА датчиком МПЗ к ошибкам определения углов тангажа и рыскания ЛА, вычисляемых с учетом наклона вектора напряженности МПЗ. При этом углы тангажа и курса ЛА выбирают так, чтобы ФЧ-сигнала поправки угла крена не превышала допустимого по точности вычисления данного угла значения. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 8 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 управляемого артиллерийского вооружения, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Управляемый артиллерийский снаряд содержит корпус, блок автоматического управления, блок рулевого привода, блок тормозных устройств, боевую часть, комбинированное взрывательное устройство, стабилизатор и донный газогенератор. Блок автоматического управления включает автопилот, блок инерциальных датчиков, приемник GPS, процессор, пассивную радиолокационную головку самонаведения с широкополосным приемником и модулем настройки частоты приемника. Блок тормозных устройств изменяет лобовое сопротивление снаряда на конечном участке траектории. Пассивная радиолокационная головка самонаведения работает по радиосигналу, излучаемому целью, и способна работать в прерывистом режиме поступления сигнала от цели. Достигается повышение точности поражения цели снарядом. 1 ил.

Изобретение относится к управлению траекторией полета тел, движущихся с высокими, в т. ч. космическими, скоростями. Система, согласно предлагаемому способу, м. б. использована в качестве вспомогательной (резервной) для коррекции траектории ракет, штатная система наведения которых вышла из строя. Возможно также ее использование на малых телах, на которых размещение обычных систем самонаведения затруднительно. Способ предусматривает нанесение на боковую поверхность тела (4) полос (5, 6, 7, 8) из кремния, легированного с разной степенью (дающей разную резонансную частоту лазерного поглощения). Излучение (3) лазера (2), попадая на полосу с резонансной частотой его поглощения, вызывает ее испарение и появление соответствующей корректирующей реактивной силы. Меняя частоту излучения (3), получают импульсы коррекции в требуемых направлениях. Техническим результатом изобретения является возможность управления траекторией полета тела в двух направлениях, поперечных по отношению к вектору его текущей скорости. 1 ил.
Наверх