Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления



Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления
Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа и система для его осуществления

 


Владельцы патента RU 2532993:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

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.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к области разработки систем наведения (СН) ракет и может быть использована в комплексах ПТУР и ЗУР.

Одной из задач, решаемых при разработке СН вращающихся по углу крена ракет, является повышение точности их наведения. Для управления ПТУР и ЗУР широко применяется релейный привод рулевого органа (ПРО), на вход которого поступает релейный двухпозиционный сигнал, обеспечивающий перекладку рулевого органа с одного упора на другой.

Известен способ наведения вращающейся ракеты с релейным ПРО (патент RU №2375667, МПК7 F41G 7/00, F42B 15/01, 11.03.08), включающий выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляцию этих сигналов периодическими по углу крена ракеты релейными трехпозиционными сигналами C(γ), S(γ), сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, формирование сигнала линеаризации, синфазного с периодическими по углу крена сигналами по условию n=2, причем n = ω 0 γ ˙ , где ω0 - частота сигнала линеаризации, γ ˙ - частота вращения ракеты по крену, в случае, если τ γ ˙ ( 0,17 0,20 ) π , где τ - время запаздывания привода рулевого органа, и по условию n=4 в случае, если τ γ ˙ < ( 0,17 0,20 ) π , при этом моменты времени t0 изменения значения n с условия n=2 на условие n=4 устанавливают по зависимости τ ( t ) ) γ ˙ ( t 0 ) = ( 0,17 0,20 ) π или в ближайший момент времени после времени t0, соответствующий переключению сигнала C(γ) с отрицательного уровня на нулевой уровень, суммирование промодулированных сигналов управления и сигнала линеаризации, формирование релейного двухпозиционного сигнала посредством определения знака этой суммы и преобразование полученного релейного сигнала управления в отклонение рулевого органа.

СН, реализующая этот способ (патент RU №2375667, МПК7 F41G 7/00, F42B 15/01, 11.03.08), включает формирователи сигналов управления в вертикальной (ФСУВ) и горизонтальной плоскостях (ФСВГ), выходы которых соединены с первыми входами соответственно первого и второго модуляторов, первый суммирующий усилитель (СУ), первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго модуляторов, а третий вход соединен с выходом блока формирования сигнала линеаризации (БФСЛ), датчик угла крена (ДУК), первый выход которого соединен со вторым входом первого модулятора и первым входом БФСЛ, а второй выход соединен со вторым входом второго модулятора и вторым входом БФСЛ, причем сигналы с первого и второго выходов ДУК являются релейными трехпозиционными, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, двухпозиционный релейный элемент (РЭ), вход которого соединен с выходом первого СУ, привод рулевого органа (ПРО), вход которого соединен с выходом двухпозиционного РЭ.

БФСЛ включает формирователь сигнала линеаризации (ФСЛ), который на основе информации с ДУК реализует на каждом периоде вращения пилообразный сигнал по условию n=2, а также источник временного сигнала (ИВС), третий модулятор и совокупность логических устройств (ЛУ), обеспечивающих при t>t0 инверсию пилообразного сигнала на двух четвертях оборота по крену (его формирование по условию n=4).

Согласно данному способу и реализующему его устройству формируется релейный двухпозиционный сигнал V, поступающий на ПРО, обеспечивающий управление ракетой на основе широтно-импульсной модуляции (ШИМ).

Комплексная амплитуда V ¯ 1 первой гармоники разложения в ряд Фурье сформированного выходного сигнала V определяется выражением:

V ¯ 1 = V y 1 + j V z 1 ,

где j = 1 ; V y , z 1 - проекции комплексной амплитуды V ¯ 1 на оси декартовой системы координат, представляющие собой результирующие команды управления в вертикальной и горизонтальной плоскости.

В соответствии с разложением в ряд проекции V y , z 1 имеют вид:

V y 1 = 4 π sin ( π 4 k y ) ; V z 1 = 4 π sin ( π 4 k z ) , ( 1 )

где ky, Z - нормированные по амплитуде сигнала линеаризации Ал сигналы управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях:

k y , z = { h y , z A л п р и | h y , z A л | 1 ; s i g n ( h y , z A л ) п р и | h y , z A л | > 1.

Результирующие команды в обеих плоскостях формируются независимо друг от друга каждая в своей плоскости, а диапазон их изменения составляет: от минус 4 π 2 2 0,9 до 4 π 2 2 0,9 .

Недостатком данного способа является невозможность обеспечения максимальных команд вверх, необходимых для ракет с дефицитом располагаемой перегрузки. Кроме того, зависимость результирующих команд управления от отклонений носит нелинейный характер, связанный с реализацией сигналов линеаризации пилообразного вида.

Наиболее близким к предлагаемому является способ наведения вращающейся ракеты с релейным ПРО (патент RU №2310151, МПК7 F41G 7/00, F42B 15/01, 20.12.05), включающий выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляцию этих сигналов периодическими по углу крена ракеты сигналами, формирование сигнала линеаризации, синфазного с периодическими по углу крена сигналами, до момента включения маршевого двигателя ракеты и после его выключения по условию n=3, а во время работы маршевого двигателя по условию n=2, причем n = ω 0 γ ˙ , где ω0 - частота сигнала линеаризации, γ ˙ - частота вращения ракеты по крену, суммирование промодулированных сигналов управления и сигнала линеаризации, формирование релейного двухпозиционного сигнала посредством определения знака этой суммы, преобразование полученного релейного сигнала управления в отклонение рулевого органа.

СН, реализующая этот способ (патент RU №2310151, МПК7 F41G 7/00, F42B 15/01, 20.12.05), включает ФСУВ и ФСУГ, выходы которых соединены, соответственно, с первыми входами первого модулятора и второго модулятора, СУ, первый и второй входы которого соединены соответственно с выходами первого и второго модуляторов, а третий вход соединен с выходом БФСЛ, ДУК, первый выход которого соединен со вторым входом первого модулятора, а второй выход соединен со вторым входом второго модулятора и входом БФСЛ, причем сигналы с первого и второго выходов ДУК являются релейными трехпозиционными, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, двухпозиционный РЭ, вход которого соединен с выходом СУ, а также ПРО, вход которого соединен с выходом двухпозиционного РЭ.

БФСЛ включает ФСЛ, вход которого соединен со вторым выходом ДУК, первое ЛУ, вход которого соединен со вторым выходом ДУК, второе ЛУ, первый вход которого соединен со вторым выходом ДУК, а второй вход соединен с выходом ИВС, третий модулятор, первый вход которого соединен с выходом ФСЛ, второй вход соединен с выходом первого ЛУ, третий вход соединен с выходом второго ЛУ, а выход соединен с третьим входом СУ.

СН работает следующим образом.

Сигналы линейных рассогласований hy, hz с выходов ФСУВ и ФСУГ перемножаются на модуляторах M1 и M2 с сигналами C(γ), S(γ) с выходов ДУК, являющимися релейными трехпозиционными, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2. В БФСЛ на основе информации с ДУК на каждом периоде вращения ракеты по углу крена ФСЛ реализует пилообразный сигнал Uл вида (по условию n=4)

U л = { A л + 2 A л γ + π / 4 π / 2 п р и π / 4 γ < π / 4 ; A л + 2 A л γ π / 4 π / 2 п р и π / 4 γ < 3 π / 4 ; A л + 2 A л γ 3 π / 4 π / 2 п р и 3 π / 4 γ < 5 π / 4 ; A л + 2 A л γ 5 π / 4 π / 2 п р и 5 π / 4 γ < 7 π / 4.

который корректируется сигналами с логических устройств ЛУ1 и ЛУ2. В результате скорректированный сигнал линеаризации Uл1 на выходе БФСЛ при t<t1 и t>t2 формируется по условию n=3

U л 1 = { A л + 2 A л γ + π / 4 π / 2 п р и π / 4 γ < π / 4 ; A л 2 A л γ π / 4 π / 2 п р и π / 4 γ < 3 π / 4 ; A л + 2 A л γ 3 π / 4 π / 2 п р и 3 π / 4 γ < 5 π / 4 ; A л + 2 A л γ 5 π / 4 π / 2 п р и 5 π / 4 γ < 7 π / 4.

а при t1≤t≤t2 по условию n=2:

U л 1 = { A л + 2 A л γ + π / 4 π / 2 п р и π / 4 γ < π / 4 ; A л 2 A л γ π / 4 π / 2 п р и π / 4 γ < 3 π / 4 ; A л + 2 A л γ 3 π / 4 π / 2 п р и 3 π / 4 γ < 5 π / 4 ; A л 2 A л γ 5 π / 4 π / 2 п р и 5 π / 4 γ < 7 π / 4.

После суммирования промодулированных рассогласований со скорректированным сигналом линеаризации на СУ и определения знака суммы двухпозиционным РЭ результирующий выходной сигнал

V=sign(hyC(γ)+hzS(γ)+Uл1),

поступающий на одноканальный релейный ПРО ракеты, в течение времени t<t1 и t>t2 формируется на утроенной частоте вращения ракеты по крену, а в течение времени t1≤t≤t2 - на удвоенной.

ПРО осуществляет отработку этого сигнала, т.е. перекладку рулей в соответствии с изменением его знака. Вращающаяся по углу крена ракета демодулирует отклонение рулей δ, в результате чего в каждой из плоскостей создается управляющий момент, соответствующий исходным линейным рассогласованиям hy, hz.

В соответствии с разложением в гармонический ряд результирующие команды на ПРО в вертикальной и горизонтальной плоскостях V y , z 1 при этом имеют вид

V y 1 = 4 π [ sin ( π 4 k y ) + cos ( π 4 k z ) 2 2 ] ; V z 1 = 4 π sin ( π 4 k z ) . ( 2 )

Диапазон изменения результирующей команды на ПРО составляет:

в вертикальной плоскости ( V y 1 ) :

от 4 π ( 1 2 ) 0,53 до 4 π 1,27 (при нулевой команде в горизонтали);

от минус 0,9 до 0,9 (при максимальной команде в горизонтали);

в горизонтальной плоскости ( V y , z 1 ) :

от минус 0,9 до 0,9.

Известный способ и реализующая его СН позволяют обеспечить максимальные команды вверх на начальном и конечном участках наведения (при горизонтальных командах, близких к нулевым) за счет формирования дополнительной команды вверх Δ V y 1 = 4 π [ cos ( π 4 k z ) 2 2 ] , что необходимо для управления ракетами с дефицитом располагаемой перегрузки.

Недостатком известных способа и СН является возможное расширение рассеивания траекторий на начальном участке в вертикальной плоскости, связанное с зависимостью реализуемой вертикальной команды от величины команды в горизонтальной плоскости, обусловленной, в свою очередь, величиной действующих возмущений схода ракеты (по углу рыскания и его производной) и бокового ветра (например, для ракет с низкой начальной скоростью, чувствительных к воздействию боковых возмущений и ветра).

Кроме того, зависимость результирующей команды управления от отклонений носит нелинейный характер, связанный с реализацией сигналов линеаризации пилообразного вида.

Задачей предлагаемой группы изобретений является обеспечение в течение всего полета высокой точности наведения одноканальной вращающейся ракеты с релейным двухпозиционным ПРО.

Для решения поставленной задачи необходимо обеспечить:

минимальное рассеивание траекторий ракет на начальном участке;

линейную зависимость результирующей команды управления от отклонений;

выбор рационального способа формирования команд управления в течение всего полета ракеты.

Поставленная задача решается за счет того, что по сравнению с известным способом наведения вращающейся ракеты с релейным ПРО, включающим выработку сигналов управления в вертикальной hy и горизонтальной hz плоскостях, модуляцию сигналов управления периодическими по углу γ крена ракеты релейными трехпозиционными сигналами C(γ), S(γ), сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, и преобразование релейного двухпозиционного сигнала управления в отклонение рулевого органа, задают до пуска момент времени tз, 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.

В СН, реализующей предлагаемый способ наведения, в отличие от известной СН вращающейся ракеты с релейным ПРО, включающей формирователи сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, первый и второй модуляторы, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами суммирующего усилителя, датчик угла крена, сигналы с первого и второго выходов которого являются периодическими по углу крена, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, источник временного сигнала и ПРО, новым является то, что в нее введены второй и третий суммирующие усилители, первые входы которых соединены соответственно с выходами формирователей сигналов рассогласования в вертикальной и горизонтальной плоскостях, первый и второй релейные элементы, входы которых соединены соответственно с выходами второго и третьего суммирующих усилителей, а выходы соединены соответственно с первыми входами первого и второго модуляторов, фазовращатель, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, блок переключения, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами фазовращателя, третий вход соединен с выходом источника временного сигнала, а первый и второй выходы соединены со вторыми входами соответственно второго и третьего суммирующих усилителей, третий и четвертый релейные элементы, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, инвертирующий усилитель, вход которого соединен с выходом четвертого релейного элемента, четвертый и пятый суммирующие усилители, первые входы которых соединены соответственно с выходами третьего и четвертого релейных элементов, вторые входы соединены соответственно с выходом инвертирующего усилителя и выходом третьего релейного элемента, а выходы соединены соответственно со вторыми входами первого и второго модуляторов, причем четвертый вход блока переключения соединен с выходом четвертого релейного элемента, а вход ПРО соединен с выходом первого суммирующего усилителя.

Графические материалы представлены на фиг.1-6.

Структура предлагаемой СН приведена на фиг.1, где 1 - ФСУВ, 2 - ФСУГ, 3 - второй СУ (СУ2), 4 - третий СУ (СУЗ), 5 - первый релейный элемент (РЭ1), 6 - второй релейный элемент (РЭ2), 7 - первый модулятор (M1), 8 - второй модулятор (М2), 9 - ДУК, 10 - фазовращатель (ФВ), 11 - блок переключения (БП), 12 - ИВС, 13 - третий релейный элемент (РЭЗ), 14 - четвертый релейный элемент (РЭ4), 15 - инвертирующий усилитель (ИУ), 16 - четвертый СУ (СУ4), 17 - пятый СУ (СУ5), 18 - первый СУ (СУ1), 19 - релейный ПРО.

Вид сигналов с выходов элементов предлагаемой СН, поясняющих ее работу при t≤t0, представлен на фиг.2, а при t>t0 - на фиг.3.

На фиг.4 представлена зависимость результирующей команды в вертикальной плоскости от сигнала управления в вертикальной плоскости (при нулевом сигнале управления в горизонтальной плоскости) при t≤t0 (сплошная линия) и при t>t0 (штрихпунктирная линия),

На фиг.5 показано формирование выходного релейного сигнала при нулевых сигналах управления в обеих плоскостях в районе момента времени t0.

На фиг.6 приведена схема возможной реализации БП 11, где 20 - пятый релейный элемент (РЭ5), 21 - третий модулятор (M3), 22 - первое ЛУ (ЛУ1), 23 - второе ЛУ (ЛУ2) 24 - логический инвертор ЛИ, 25 - RS-триггер (Т), синхронизируемый фронтом.

Предлагаемая СН работает следующим образом (фиг.1).

Сигналы с первого и второго выходов ДУК 9, сдвинутые друг относительно друга на угол π/2, которые, в общем случае, могут быть любыми периодическими по углу крена, преобразуются на ФВ 10 в сигналы U1 и U2 путем изменения их фазы в сторону запаздывания на угол π/4 (что необходимо для фазового согласования сигналов). Например, при гармонических по углу крена сигналах с выходов ДУК сигналы с выходов ФВ 10 имеют вид U1лcosγ и U2лsinγ, где a л = А л 2 - амплитуда сигналов U1 и U2.

В БП, на входы которого кроме этих сигналов поступают сигнал с ИБС 12 и сигнал с выхода РЭ4 14, они преобразуются согласно алгоритму

U 1 * = U 1

U 2 * = { U 2 п р и t t 0 U 2 s i g n ( U 1 ) п р и t > t 0 ( 3 )

Более подробно работа БП описана ниже.

Сигналы линейных рассогласований hy, hz (линии длинными штрихами на фиг.2, 3) с выходов ФСУВ 1 и ФСУГ 2 суммируются соответственно на СУ2 3 и СУ3 4 с периодическими по углу крена сигналами U 1 * и U 2 * с выходов БП 11. В результате выходные сигналы этих сумматоров UT1, UT2 (см. фиг.2, 3) помимо низкочастотной составляющей, пропорциональной отклонению ракеты соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях, содержат высокочастотную колебательную составляющую на частоте вращения по углу крена γ ( U 1 * , U 2 * ).

Все релейные элементы схемы (РЭ1 5, РЭ2 6, РЭ3 13, РЭ4 14) преобразуют линейные сигналы, поступающие на их входы, к релейному двухпозиционному виду. Уровни релейных сигналов на выходе РЭ1 5, РЭ2 6 устанавливаются равными ±1, а на выходе РЭ3 13, РЭ4 14 устанавливаются равными ±0,5.

Релейные сигналы с выходов РЭ3 13 и РЭ4 14 с помощью ИУ 15 и перекрестного суммирования на СУ4 16 и СУ5 17 с коэффициентами, равными 1 по всем входам, преобразуются в трехпозиционные релейные сигналы, аналогичные сигналам C(γ), S(γ) прототипа (см. фиг.2, 3).

Релейные сигналы VK1, VK2 с выходов РЭ1 5 и РЭ2 6 перемножаются на модуляторах M1 7 и М2 8 с сигналами C(γ), S(γ) с выходов СУ4 16 и СУ5 17.

После суммирования промодулированных рассогласований в вертикальной и горизонтальной плоскостях на СУ1 18 результирующий релейный двухпозиционный сигнал управления V поступает на одноканальный релейный ПРО 19, который осуществляет отработку этого сигнала. Отклонения рулей создают управляющий момент, соответствующий исходным линейным рассогласованиям hy, hz.

БП 11 осуществляет коррекцию сигналов U1 и U2. При задании в ИВС 12 до пуска момента времени tз, большего полетного времени tп ракеты до цели, результирующий сигнал управления V, поступающий на ПРО 19, формируется на учетверенной частоте вращения ракеты по крену, при задании момента времени tз=0 - на утроенной частоте, а при 0<tз<tп - последовательно чередуются по времени полета учетверенная и утроенная частоты.

Процесс формирования релейного сигнала управления V из сигналов линейных рассогласований и периодических сигналов крена подробно представлен на фиг.2, 3 для случая нулевых (линия короткими штрихами) и ненулевых (сплошная линия) отклонений в вертикальной и горизонтальной плоскости, определяющих величину смещений фронтов релейных сигналов VK1, VK2 и V в угловой мере, что реализует широтно-импульсную модуляцию сигналов управления.

При гармонических по углу крена сигналах U1, U2 результирующие команды на ПРО в вертикальной и горизонтальной плоскостях V y , z 1 (фиг.4) имеют вид:

при t≤t0: V y 1 = 4 π 2 2 k y ; V z 1 = 4 π 2 2 k z ;

при t>t0: V y 1 = 4 π [ 2 2 k y + 1 ( 2 2 k y ) 2 ] 2 2 ;

V z 1 = 4 π 2 2 k z .

Как видно из приведенных формул и фиг.4, зависимость результирующих команд от отклонений носит, в отличие от известных способов (зависимости (1), (2)), линейный характер.

С другой стороны, предлагаемая группа изобретений сохраняет положительное свойство ближайшего аналога - обеспечение максимально возможных команд вверх после момента времени tз.

Оптимальное значение момента времени tз, задаваемое до пуска, при реализации предлагаемого способа (фиг.5) определяется априорно конкретно для каждого типа ракет и реализуется в ИБС. Одним из определяющих факторов может служить величина располагаемой перегрузки ракеты, которая существенно переменна в процессе полета ракеты (например, на участке работы двигателя и участке излета после его выключения). Переключение частоты формирования сигнала с учетверенной на утроенную частоту вращения может производиться, например, по окончании переходного процесса после выстрела ракеты или непосредственно на конечном участке полета в условиях дефицита располагаемой перегрузки.

Формирование сигнала на начальном участке полета на утроенной частоте вращения нежелательно для ракет с низкой начальной скоростью вследствие увеличения рассеивания траекторий.

Так, при команде в горизонтальной плоскости, близкой к нулевой, имеется определенная трубка рассеивания в вертикальной плоскости от вертикальных возмущений схода ракеты (по углу тангажа и его производной). Рассеивание представляет собой разброс отклонений в точке экстремума от минимального значения Ymin до максимального значения Ymax.

При максимальных командах в горизонтальной плоскости трубка рассеивания смещается вниз на величину ΔY, вследствие отсутствия добавочной команды и, соответственно, общее рассеивание в вертикальной плоскости увеличивается на величину ΔY (от минимального значения Ymin-ΔY до максимального значения Ymax).

В качестве ФВ может быть использована схема, представленная в книге А.А.Казамаров, A.M.Палатник, Л.О.Роднянский. - Динамика двумерных систем автоматического регулирования, М.: «Наука», 1967, с.153, рис.2.6.6, представляющая собой двумерное устройство с антисимметричной перекрестной связью между каналами. Реализация требуемого угла разворота фазы π/4 обеспечивается при коэффициентах, все значения которых составляют 2 2 .

В качестве примера реализации БП 11 может быть использована схема, представленная на фиг.6. На МЗ 21 с помощью РЭ5 20 образуется сигнал вида U2sign(-U1). На первый S-вход RS-триггера T25 поступает сигнал с ИВС 12, определяющий момент времени tз, а на его второй R-вход поступает логически инвертированный на ЛИ 24 сигнал (для сброса T в исходное состояние). На третий С-вход T 25 поступает сигнал синхронизации с ЛУ1 22, работающего согласно алгоритму

U Л У 1 = { 1 п р и U Р Э 4 = 0,5 0 п р и U Р Э 4 = 0,5 '

где UРЭ4 - сигнал с выхода РЭ4 14, передние фронты которого соответствуют переключениям сигнала S(γ) с нулевого уровня на положительный уровень.

Момент переключения по указанному фронту соответствует началу четверти периода вращения по углу крена, в которой происходит инвертирование выходного сигнала (фиг.5), обеспечивающее увеличение команды вверх.

Минимизация отклонений в вертикальной плоскости после переключения может быть обеспечена изменением программно-временного сигнала в вертикальном канале, компенсирующего динамическую ошибку от действия ускорения силы тяжести, как, например, в патенте RU №2131576, МПК6 F41G 7/00, 25.03.98.

В результате T25 выдает сигнал UT на переключение в момент времени t0, а на ЛУ2 23 формируется сигнал вида

U 2 * = { U 2 s i g n ( U 1 ) п р и U т = 1 U 2 п р и U т = 0 .

Сигнал U1 в БП не преобразуется. Таким образом, выходные сигналы БП соответствуют зависимости (3).

В качестве остальных элементов СН могут быть использованы устройства, представленные в ближайшем аналоге и в патенте RU №2375667, МПК7 F41G 7/00, F42B 15/01, 11.03.08.

Применение предлагаемого способа и СН позволяет обеспечить высокую точность наведения вращающихся по углу крена одноканальных ракет с релейными ПРО в течение всего полетного времени.

1. Способ наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа, включающий выработку сигналов управления в вертикальной hy и горизонтальной hz плоскостях, модуляцию сигналов управления периодическими по углу γ крена ракеты релейными трехпозиционными сигналами C(γ), S(γ), сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, и преобразование релейного двухпозиционного сигнала управления в отклонение рулевого органа, отличающийся тем, что задают до пуска момент времени tз, 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.

2. Система наведения вращающейся ракеты с релейным приводом рулевого органа, включающая формирователи сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, первый и второй модуляторы, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами суммирующего усилителя, датчик угла крена, сигналы с первого и второго выходов которого являются периодическими по углу крена, сдвинутыми друг относительно друга на угол π/2, источник временного сигнала и привод рулевого органа, отличающаяся тем, что в нее введены второй и третий суммирующие усилители, первые входы которых соединены соответственно с выходами формирователей сигналов рассогласования в вертикальной и горизонтальной плоскостях, первый и второй релейные элементы, входы которых соединены соответственно с выходами второго и третьего суммирующих усилителей, а выходы соединены соответственно с первыми входами первого и второго модуляторов, фазовращатель, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, блок переключения, первый и второй входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами фазовращателя, третий вход соединен с выходом источника временного сигнала, а первый и второй выходы соединены с вторыми входами соответственно второго и третьего суммирующих усилителей, третий и четвертый релейные элементы, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, инвертирующий усилитель, вход которого соединен с выходом четвертого релейного элемента, четвертый и пятый суммирующие усилители, первые входы которых соединены соответственно с выходами третьего и четвертого релейных элементов, вторые входы соединены соответственно с выходом инвертирующего усилителя и выходом третьего релейного элемента, а выходы соединены соответственно с вторыми входами первого и второго модуляторов, причем четвертый вход блока переключения соединен с выходом четвертого релейного элемента, а вход привода рулевого органа соединен с выходом первого суммирующего усилителя.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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 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.

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.

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.

Изобретение относится к тренажерной технике и предназначено для обучения отработке навыков применения зенитно-ракетных комплексов и противотанковых управляемых ракет.

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в системах управления самонаводящимся по радиоизлучению оружием (СНО). Технический результат - расширение функциональных возможностей.

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.

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 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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - повышение точности и помехозащищенности телеуправления ракетой. Способ включает измерение угловых координат и дальностей цели и ракеты, формирование в функции времени полета ракеты программной дальности и программной скорости ракеты, формирование опорной траектории наведения ракеты, формирование сигнала линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией наведения, формирование пропорциональной этому сигналу рассогласования команды управления ракетой, формирование сигнала динамической ошибки наведения ракеты относительно опорной траектории, корректирование команды управления ракетой на величину сигнала динамической ошибки наведения ракеты по опорной траектории. Новым является то, что программную дальность и программную скорость ракеты формируют в текущем времени полета ракеты с помощью модели ракеты и с учетом сформированных команд управления ракетой, формируют текущий сигнал рассогласования между измеренной дальностью ракеты и программной дальностью ракеты, корректируют с учетом этого рассогласования дальностей программную дальность и программную скорость ракеты, а формирование сигнала линейного рассогласования между ракетой и опорной траекторией и формирование сигнала динамической ошибки наведения ракеты относительно опорной траектории проводят с учетом скорректированных программной дальности и программной скорости ракеты, далее формируют с помощью модели ракеты и с учетом скорректированной программной скорости ракеты текущую программную располагаемую перегрузку ракеты и текущую программную частоту собственных колебаний ракеты и затем последовательно преобразуют текущую команду управления ракетой пропорционально коэффициенту передачи, изменяющемуся обратно пропорционально текущему значению программной располагаемой перегрузки ракеты, и режекторным фильтром, среднюю частоту полосы задерживания которого задают равной текущему значению программной частоты собственных колебаний ракеты. № ЗюП. Ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом ″погони″. Технический результат - повышение точности наведения. Для этого в полете контролируют вектор скорости ракеты так, чтобы он был направлен на цель по линии вектора направления «ракета-цель», определяют стороны отклонения скорости движения ракеты относительно направления вектора скорости «ракета-цель» на основе разложения суммарной скорости «ракета-цель» на две составляющие: радиальную и тангенциальную, и одновременной оценки радиальной и тангенциальной составляющей суммарной скорости «ракета-цель». При этом относительные величины значений доплеровских частот радиальной и тангенциальной составляющей могут быть между собой либо равными, либо относительно большими, либо относительно меньшими, при этом соответственно будут изменяться отношения напряжений Zi, образованные этими скоростями. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к навигационной технике и предназначено для решения проблемы самонаведения кратковременно взаимодействующих малоразмерных летательных аппаратов методом "погони". Технический результат - повышение точности наведения управляемой ракеты на цель за счет учета величины отклонения ракеты относительно линии визирования «ракета-цель». Для этого система содержит антенну, автодинный радиолокатор с двумя выходами, электронный ключ, блок памяти, первый блок вычислений, второй блок вычислений, логическое устройство, устройство управления, таймер и блок оценки величины сигнала отклонения, который содержит n пороговых устройств, задатчик сигналов, элемент ИЛИ. При этом выход второго блока вычислений соединен с входом блока оценки величины сигнала отклонения, входы которого являются первыми входами n-пороговых устройств, вторые входы которых соединены с выходами задатчика сигналов, а выходы n-пороговых устройств соединены с входами элемента ИЛИ, выход которого является выходом блока оценки величины сигнала отклонения. 3 ил.

Предлагаемая группа изобретений относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использована в комплексах ПТУР и ЗУР. Изобретения предназначены для повышения точности наведения ракет за счет повышения точности работы системы управления при наличии в сигналах координат помех априорно известной частоты. Сущность предлагаемой совокупности технических решений заключается в том, что сигнал рассогласования, содержащий информацию об отклонении ракеты и помехе определенной частоты, дополнительно суммируют с сигналом рассогласования, сдвинутым относительно исходного в сторону запаздывания на время, равное половине периода гармонического сигнала помехи, в результате чего происходит подавление сигнала помехи в сигнале координат. В системе наведения вращающейся ракеты имеются формирователь сигнала рассогласования между ракетой и линией визирования цели, последовательно соединенные звено с регулируемым временем запаздывания, суммирующий усилитель, модулятор и привод руля, а также блок выработки периодического по углу крена сигнала, выход которого соединен со вторым входом модулятора и входом измерителя периода, выход которого соединен с первым входом звена с регулируемым временем запаздывания, новым является то, что в нее введены последовательно соединенные звено с постоянным временем запаздывания, вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом формирователя сигнала рассогласования, а выход соединен со вторыми входами звена с регулируемым временем запаздывания и первого суммирующего усилителя. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых снарядах (УС). Определяют угловые скорости линии визирования цели в вертикальной и горизонтальной плоскостях по сигналам проекций скорости снаряда и сигналам сглаженных координат снаряда посредством суммирования сигналов, пропорциональных интегралам измеренных проекций скорости снаряда с сигналами, пропорциональными сглаженным разностям сигналов измеренных координат снаряда и интегралов измеренных проекций скорости снаряда, формируют сигналы управления рулями пропорционально угловой скорости линии визирования цели. Изобретение позволяет обеспечить необходимую точность попадания УС в цель по сигналам спутниковой навигационной системы. 5 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах с головками самонаведения. Система для вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения содержит командный пункт, блок констант, блок вычислителя угловой скорости линии ракета-цель, блок подключения команд управления, блок приема данных целеуказания, радиолинию, систему воздушного целеуказания, вычислитель, систему топопривязки, видеомонитор, радиолокационную станцию с фазированной антенной решеткой, каналами пеленгации ракет, каналами передачи команд управления и блоком управления лучом, блок синхронизации и кодирования, спутниковую навигационную систему, ракету с головкой самонаведения, переключателем команд, аппаратурой управления, рулевым приводом, радиоответчиком, приемным модулем, дешифратором команд управления, приемным модулем спутниковой навигационной системы, вычислительным устройством. Запускают ракету по баллистической траектории, определяют координаты ракеты в декартовой системе координат (ДСК), вычисляют дальность между ракетой и целью, проекцию дальности на осях ДСК, угловые координаты линии ракета-цель, до захвата цели головкой самонаведения подают на исполнительное устройство команды управления при достижении проекциями дальности между ракетой и целью величин программных дальностей. Изобретение позволяет повысить точность вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах (УР). Комплекс управления и связи выносного пункта управления для стрельбы УР из пусковой установки содержит средство связи с наблюдательной позицией, пульт командира с дополнительным интерфейсом и аппаратурой спутниковой навигации, цифровой канал связи, лазерный гирокомпас на пусковой установке, блок автоматики, средство связи с наблюдательной позицией в виде терминала спутниковой связи, аппаратуру спутниковой навигации в виде датчика данных об эфемеридах, блок дистанционной передачи на УР по радиоканалу полетного задания. Изобретение позволяет повысить эффективную дальность поражения целей УР. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к средствам подготовки расчетов пунктов управления (ПУ) зенитных ракетно-пушечных комплексов (ЗРПК) и может быть применено в составе учебно-тренировочных средств для подготовки расчетов ПУ ЗРПК. Технический результат - расширение функциональных возможностей. Для этого дополнительно введены ПУ, устройство моделирования навигационной системы (НС) ПУ, устройство моделирования внутрикомплексной связи БМ и ПУ и средства моделирования фоно-целевой обстановки (ФЦО). При этом ПУ соединен с устройствами моделирования работы БМ через устройство моделирования внутрикомплексной связи БМ и ПУ и с устройством моделирования НС ПУ, соединенным со средствами моделирования ФЦО и управления процессом обучения, соединенными с устройствами моделирования работы БМ. ПУ выполнен в виде стенда, содержащего автоматизированные рабочие места командира ПУ, оператора боевых действий ПУ и оператора разведки ПУ. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

(54) Способ наведения вращающейся ракеты и система наведения для его осуществления (57) Реферат Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение в системах наведения ракет. Технический результат - повышение точности наведения ракет при наличии в сигналах координат помех на удвоенной частоте вращения ракеты по крену. Для этого сигнал рассогласования, содержащий информацию об отклонении ракеты и помехе, дополнительно суммируют с сигналом рассогласования, сдвинутым относительно исходного в сторону запаздывания на время, равное половине периода гармонического сигнала помехи. При этом регулировка времени запаздывания обратно пропорциональна частоте вращения по крену, обеспечивает подавление помехи переменной частоты, изменяющейся в процессе полета ракеты. В системе наведения вращающейся ракеты дополнительно введены последовательно соединенные усилитель с ограничением, второе звено с регулируемым временем запаздывания и второй суммирующий усилитель, выход которого соединен со вторым входом модулятора, а второй вход соединен с выходом первого суммирующего усилителя, выходом соединенного со вторым входом второго звена с регулируемым временем запаздывания, при этом вход усилителя с ограничением соединен с выходом измерителя периода. 2 н.п. ф-лы, 3ил.
Наверх