Способ управления полётом ракеты при летных испытаниях



Способ управления полётом ракеты при летных испытаниях
Способ управления полётом ракеты при летных испытаниях
Способ управления полётом ракеты при летных испытаниях

 


Владельцы патента RU 2549425:

Федеральное государственное бюджетное учреждение "Научно-производственное объединение "Тайфун" (ФГБУ "НПО "Тайфун") (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для управления полетом ракеты при летных испытаниях. Постоянно обследуют в течение всего отрезка времени от установки ракеты в пусковую установку до ее пуска с помощью бортового радиолокационного комплекса дистанционного зондирования Земли штатное и прогнозируемое места уничтожения ракеты в результате возможного нештатного изменения траектории полета, регистрируют в обоих местах появление несанкционированных объектов, существование которых подвергается опасности при самоликвидации ракеты, фиксируют, выявляют и идентифицируют несанкционированные объекты, одновременно вводят в программную систему управления полетом команду отсрочки момента самоликвидации, включают команду отсрочки самоликвидации ракеты или отвода ее в безопасное место, если к моменту пуска ракеты несанкционированные объекты все еще будут находиться в одном из мест ликвидации ракеты, запускают ракету, определяют текущие координаты и параметры движения ракеты, рассчитывают вероятную траекторию, формируют и передают на ракету команды на изменение траектории полета, постоянно передают на командный пункт данные о состоянии окружающей среды на трассе летных испытаний, прогнозируют возможные нештатные изменения траектории полета, приводящие к загрязнению поверхности земли, водоемов и воздуха, передают на ракету команды либо на продолжение полета к цели, либо на отклонение от траектории и уничтожение ракеты в районе с минимальным ущербом для окружающей среды. Изобретение позволяет обеспечить безопасность несанкционированных объектов, находящихся в прогнозируемом месте ликвидации ракеты. 3 ил.

 

Изобретение относится к способам управления пространственным положением объекта, а точнее, к способам управления полетом летательного аппарата (ЛА), особенно при испытаниях, и может быть использовано при летных испытаниях таких объектов, как ракеты всех типов и некоторых других ЛА.

Известны способы [ЕР 432902, кл. F41G 7/00,1991 и ЕР 435589, кл. F41G 7/20, 1991], в которых управление полетом ракет производят на пусковых установках (ПУ), с использованием системы, в которую вводится информация о цели, и в зависимости от ее состояния коррелируется траектория полета. Однако в этих способах не учитывается состояние трассы полета, которое может значительно повлиять на изменение траектории полета, и поэтому эти способы не целесообразно использовать при испытаниях ракет.

Известны способы [US 5071087, кл. F41G 7/22, 1991 и DE 3402190, кл. F41G 7/22, 1985], в которых запуск и управление полетом производится в соответствии с программой тактического программного обеспечения, формируемого наземным вычислительным комплексом, который соединен с блоком памяти программ, расположенным в ракете.

Однако в этих способах управление полетом осуществляется по заранее определенной программе, и в системе не предусмотрена возможность изменения летной ситуации в случае нештатного отклонения от заданной траектории, а поэтому этот способ не достаточно эффективен для использования при испытаниях ракет.

Наиболее близким по технической сущности является способ управления полетом ракет при летных испытаниях [RU 2114374, кл. F41G 7/30,1996], включающий определение текущих координат и параметров движения ракеты, расчет вероятной траектории, формирование и передачу на ракету команд на изменение траектории полета, а также постоянную передачу на командный пункт данных о состоянии окружающей среды на трассе летных испытаний, прогноз возможного нештатного изменения траектории полета, приводящее к загрязнению поверхности земли, водоемов и воздуха, передачу на ракету команд либо на продолжение полета к цели, либо на отклонение от траектории и уничтожение ракеты в районе с минимальным ущербом для окружающей среды

Этот способ позволяет в определенной мере обеспечить экологическую безопасность при испытательных полетах ракет, но только при условии, что в прогнозируемом месте ликвидации ракеты не окажутся несанкционированные объекты, например, люди или стадо животные, случайно оказавшиеся в этом месте.

Задачей заявляемого решения является обеспечение безопасности несанкционированных объектов, находящихся в прогнозируемом месте ликвидации ракеты.

Поставленная задача решается тем, что в известном способе управления полетом ракеты при летных испытаниях, включающем определение текущих координат и параметров движения ракеты, расчет вероятной траектории, формирование и передачу на ракету команд на изменение траектории полета, а также постоянную передачу на командный пункт данных о состоянии окружающей среды на трассе летных испытаний, прогноз возможного нештатного изменения траектории полета, приводящее к загрязнению поверхности земли, водоемов и воздуха, передачу на ракету команд либо на продолжение полета к цели, либо на отклонение от траектории и уничтожение ракеты в районе с минимальным ущербом для окружающей среды, с помощью бортового радиолокационного комплекса дистанционного зондирования Земли(ДЗЗ) штатное и прогнозируемое места уничтожения ракеты в результате возможного нештатного изменения траектории полета постоянно обследуют в течение всего отрезка времени от размещения ракеты в пусковой установке до ее пуска, регистрируют в обоих местах появление объектов, существование которых подвергается опасности при самоликвидации ракеты, фиксируют их, выявляют и идентифицируют те объекты, регистрируют их, одновременно вводят в программируемую систему полета команду отсрочки момента самоликвидации, и далее, если к моменту пуска ракеты несанкционированные объекты все еще будут находиться в одном из мест ликвидации ракеты, включают команду отсрочки самоликвидации ракеты или отвода ее в безопасное место.

Сравнение с известным способом заявленного решения показало, что технология управления полетом ракеты дополнена наблюдениями комплекса ДЗЗ за прогнозируемым местом ликвидации ракеты, а в программируемую систему полета введена команда отсрочки ликвидации ракеты, что позволяет судить о соответствии критерию «новизна».

Способ является промышленно применимым и разработанные технические средства соответствуют критерию изобретательский уровень, так как они явным образом не следуют из уровня техники.

При этом из последнего не выявлено каких-либо преобразований, характеризуемых отличительными существенными признаками, известными для достижения указанного технического результата.

Изобретения поясняется рисунками, где на фиг. 1 - алгоритм управления полетом ракеты при нештатных ситуациях во время полета ракеты или в месте ликвидации ракеты, а на фиг. 2 - схема реализации способа при прогнозировании нештатной ситуации, изменения траектории полета и прогнозирование возможного изменения места ликвидации ракеты, на фиг. 3-схема реализации способа при появлении в районе ликвидации ракеты несанкционированных объектов.

Сущность изобретения заключается в следующем.

При испытаниях в случае нештатного отклонения от траектории полета ракеты отделяемые части носителя (ступени с остатками токсичных компонентов ракетных топлив, сбрасываемые головные обтекатели могут попасть в такой район, и падение их может нанести непоправимый экологический ущерб окружающей среде. Метеорологические условия в месте подрыва могут оставаться такими, что токсичные вещества, выделяющиеся при полета ракеты, будут распространяться в районы, уязвимые с экологической точки зрения. В известных способах управления полета, предназначенных для управления полетом боевых ракет, учитывать такую ситуацию не нужно, но при испытаниях необходимо, так как в случаях всевозможных нештатных отклонений от траектории возможно значительное загрязнение окружающей среды, которое может быть значительно снижено, если управление испытательным полетом будет осуществляться с учетом состояния окружающей среды на траектории полета и в месте назначения. Введение данных о состоянии окружающей среды на траектории полета и в месте назначения ракет на командный пункт управления полетом и постоянное прогнозирование ситуации на траектории и в месте назначения позволяют изменить траекторию полета ракеты, обеспечивая тем самым экологическую безопасность испытательных полетов путем уничтожения ракеты в районе с минимальным ущербом для окружающей среды.

Однако при изменении места уничтожения ракеты там могут оказаться несанкционированные объекты, например люди, животные и т.п. Возможность наличия таких объектов в месте уничтожения ракеты накладывает достаточно жесткие ограничения на выбор трасс запуска.

Практически любая нештатная ситуация развивается в течение некоторого времени, когда ракета частично сохраняет управляемость и имеется возможность средствами бортовой системы управления в случае необходимости увести точку падения изделия от несанкционированных объектов. В качестве управляющих воздействий в случае нештатной ситуации могут быть приняты в зависимости от текущего положения ракеты расположения несанкционированных объектов и результатов прогноза работоспособности органов управления, величина тяги ДУ, углы пространственной ориентации тяги ДУ относительно связанной системы координат ракеты, а также момент времени аварийного выключения ДУ.

Выявить несанкционированные объекты необходимо до пуска ракеты. Сведения о состоянии мест ликвидации ракеты можно получить с помощью бортового радиолокационного комплекса дистанционного зондирования Земли с летательного аппарата в течение всего отрезка времени от установки ракеты в пусковую установку до ее пуска.

Координаты несанкционированных объектов в местах ликвидации ракеты регистрируют в обоих местах появление несанкционированных объектов, существование которых подвергается опасности при самоликвидации ракеты, фиксируют их, выявляют и идентифицируют эти объекты.

Для обеспечения безопасности при испытаниях ракет предлагается в аварийный контур включить прогноз ситуации на трассе полета и в месте падения ракеты и/или ее ступеней, координаты несанкционированных объектов, координаты движущихся несанкционированных объектов и прогноз координат движущихся несанкционированных объектов

Для реализации этого может быть дополнительно выделена в контуре управления полетом возможность задержки ликвидации ракеты для изменения траектории ее полета и места ликвидации.

Способ осуществляется следующим образом.

Перед началом испытаний с летательного аппарата 1 (фиг. 1) в течение всего периода от размещения ракеты в пусковой установке до ее пуска путем дистанционного зондирования Земли 8 выявляют несанкционированные объекты в прогнозируемом месте падения ракеты 2, в случае нештатного ее поведения или в штатном месте ликвидации, при обнаружении несанкционированных объектов прогнозируются координаты их перемещения 9.

В течение этого периода прогнозируется работоспособность органов системы управления полетом 3, прогнозируются далее воздействия нештатного поведения системы управления на траекторию полета 4 и изменение места падения аварийного изделия 5. При испытаниях в случае нештатного отклонения от траектории полета ракеты отделяемые части носителя (ступени с остатками токсичных компонентов ракетных топлив, сбрасываемые головные обтекатели могут попасть в такой район, где их падение может нанести непоправимый экологический ущерб окружающей среде 6. Прогноз метеорологических условий и ввод данных о состоянии окружающей среды на траектории полета и в месте уничтожения ракеты 7 позволяет прогнозировать ситуации на трассе полета и в месте падения ракеты и/или ее ступеней 10 и определить управляющее взаимодействие, например, введение в программируемую систему управления полетом команды отсрочки момента самоликвидации 11, продолжительность которой можно рассчитать по одной из методик, предложенных Джевартером [Джевартер. Аналитическая оценка стратегии предстартовой подготовки. ″Вопросы ракетной техники″ 4 (184) 1970. Издательство ″МИР″].

Если к моменту пуска ракеты несанкционированные объекты все еще будут находиться в одном из мест ликвидации ракеты, включают команду отсрочки самоликвидации ракеты 2 или отвода ее в безопасное место.

Примеры конкретного использования.

Пример в случае нештатной ситуации.

Произошел пуск ракеты из точки О на фиг. 2. Средствами дистанционного зондирование Земли (ДЗЗ) с помощью спутника наблюдают за всей трассой 13 полета ракеты и в зоне отчуждения 14, и в зоне ликвидации 15 за появлением несанкционированных объектов.

На 10-й секунде полета ракеты произошла нештатная ситуация в точке 13, которая привела к отклонению ракеты на 1° к северу. Это привело к изменению траектории движения ракеты.

Прогноз воздействия системы управление (СУ) на траекторию полета ракеты показывает, что изменение траектории средствами СУ не возможен.

Прогноз точки падения аварийного изделия показал новую траекторию полета ракеты 17, которая лежит вне выделенной зоны отчуждении 14.

Принимается решение о ликвидации ракеты с минимальным экологическим риском.

Прогнозируются координаты несанкционированных объектов на новой трассе полета ракеты и определяется место на новой трассе полета, в котором уничтожение ракеты приведет к минимальным экологическим потерям, учитывая статические и движущие координаты несанкционированных объектов.

Оператор, получив прогнозируемую ситуацию, дает команду на ликвидацию ракеты.

Прогноз ситуации ликвидации ракеты в точке 15 выявил возможность нанесения ущерба несанкционированным объектам, находящимся в зоне 16. Определяется продолжительность задержки ликвидации ракеты в 15 с, необходимая для того, чтобы ракета вышла из зоны поражения несанкционированных объектов на новую трассу полета 17 и изменения места ликвидации 18. После этого подается команда на снятие ступеней предохранения контролирующего устройства и осуществляется подрыв ракеты.

Пример в случае появления в месте ликвидации ракеты несанкционированных объектов.

Произошел пуск ракеты из точки О (фиг. 3). Средствами дистанционного зондирование Земли (ДЗЗ) с помощью спутника наблюдают за всей трассой 19 полета ракеты на предмет появления несанкционированных объектов.

На 15-й секунде полета ракеты ДЗЗ показал наличие движущегося несанкционированного объекта 22 в зоне поражения 21.

Прогноз воздействия СУ на траекторию полета ракеты показывает, что изменение траектории возможен средствами аварийной остановки двигателя (АВД).

Прогноз точки падения изделия показал возможную новую зону поражения объекта вне зоны отчуждения 21.

Принимается решение об изменении траектории полета ракеты с помощью АВД.

Прогнозируются координаты несанкционированных объектов на новой трассе 23 полета ракеты и определяется новое место падения ракеты с минимальными экологическими потерями, учитывая статические и движущие координаты несанкционированных объектов.

Оператор, получив прогнозируемую ситуацию, дает команду АВД.

Формируется задержка 10 с выдачи команды АВД ракеты. После этого подается команда на снятие ступеней предохранения контролирующего устройства и осуществляется АВД.

Приведенные выше примеры показывают, что заявленное решение соответствует критерию «промышленная применимость».

Способ управления полетом ракеты при летных испытаниях, включающий определение текущих координат и параметров движения ракеты, расчет вероятной траектории, формирование и передачу на ракету команд на изменение траектории полета, а также постоянную передачу на командный пункт данных о состоянии окружающей среды на трассе летных испытаний, прогноз возможного нештатного изменения траектории полета, приводящего к загрязнению поверхности земли, водоемов и воздуха, передачу на ракету команд либо на продолжение полета к цели, либо на отклонение от траектории и уничтожение ракеты в районе с минимальным ущербом для окружающей среды, отличающийся тем, что с помощью бортового радиолокационного комплекса дистанционного зондирования Земли штатное и прогнозируемое места уничтожения ракеты в результате возможного нештатного изменения траектории полета постоянно обследуют в течение всего отрезка времени от установки ракеты в пусковую установку до ее пуска, регистрируют в обоих местах появление несанкционированных объектов, существование которых подвергается опасности при самоликвидации ракеты, фиксируют их, выявляют и идентифицируют несанкционированные объекты, одновременно вводят в программную систему управления полетом команду отсрочки момента самоликвидации и далее, если к моменту пуска ракеты несанкционированные объекты все еще будут находиться в одном из мест ликвидации ракеты, включают команду отсрочки самоликвидации ракеты или отвода ее в безопасное место.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к способам и системам управления летательными аппаратами. В способе формирования линеаризованного сигнала на вращающейся по углу крена ракете разбивают период вращения ракеты на временные интервалы, измеряют и запоминают их длительности определенным образом.

Изобретение относится к области радиолокации, в частности к юстировочным щитам. Юстировочный щит моделирует прямые и зеркально отраженные от земли радиосигналы, идущие от ракеты и цели на конечном участке наведения.

Изобретение относится к области боеприпасов и ракетной техники, в частности к контейнерам бакового типа боевых частей ракет и боеприпасов. Контейнер бакового типа боевой части содержит обтекатель, тонкостенный корпус-бак, переднее и заднее донья, устройство для разброса и воспламенения наполнителя.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах (КР). Разгоняют вращающуюся ракету до маршевой скорости с помощью твердотопливного отделяемого стартового ускорителя, поддерживают маршевую скорость тягой малогабаритного одноразового турбореактивного двигателя, закручивают и поддерживают режим вращения вокруг оси крена с помощью скошенных относительно продольной оси хвостовых стабилизаторов и/или газодинамической насадки на турбореактивном двигателе, формируют аэродинамическую подъемную силу в режиме вращения с помощью n-пар малогабаритных складывающихся крыльев.

Изобретение относится к области огнестрельного гладкоствольного оружия, в частности к снарядам с газовым подвесом. Снаряд с газовым подвесом содержит гладкую цилиндрическую часть, в которой выполнена полость питания, соединенная с наружной цилиндрической поверхностью через питающие устройства.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к управляемым ракетам. Управляемая ракета содержит корпус с симметрично размещенными на нем основными органами управления - аэродинамическими поверхностями и рулями, а также гаргрот.
Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано для стрельбы управляемой ракетой (УР). Производят топографическую привязку целеуказателя и пусковой установки (ПУ) к местности наземным спутниковым приемником (СП), определяют координаты местоположения ПУ и эфемерид по каждому космическому аппарату системы спутникового позиционирования, обнаруживают и измеряют координаты цели, передают координаты цели в пульт управления огневой позиции (ОП), устанавливают единое компьютерное время в пульте разведчика и пульте управления ОП, рассчитывают и передают установки стрельбы в блок автоматики ПУ и ракету, осуществляют наведение ПУ, запускают ракету из транспортно-пускового контейнера по заданной баллистической траектории, осуществляют наведение ракеты бортовым навигационным СП, при подлете к цели осуществляют наведение ракеты по лазерному излучателю.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения управляемых ракет. Задают методы совмещения трех точек, спрямления траектории наведения и пропорционального сближения наведения ракеты, ранжируют методы наведения ракеты по убывающему приоритету, формируют и сравнивают прогнозируемые и пороговые значения показателей угла места цели в момент пуска ракеты, угла пуска ракеты в вертикальной плоскости, дальности полета ракеты, скорости полета ракеты, угла пеленга ракеты, располагаемой перегрузки ракеты, угла встречи ракеты с целью, определяют границу зоны поражения ракеты, назначают выбранный метод наведения ракеты, сопровождают и измеряют координаты цели, прогнозируют показатели условия встречи ракеты с целью, выбирают метод наведения ракеты, определяют момент пуска и углы пуска ракеты, запускают ракету, наводят ракету на цель. Изобретение позволяет повысить эффективность наведения ракеты. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам и способам их применения, к гранатам и выстрелам для автоматических гранатометов, а также к способам стрельбы из автоматических гранатометов такими боеприпасами. Способ стрельбы из автоматического гранатомета осколочными гранатами заключается в том, что в гранатомет устанавливают ленту или магазин с выстрелами, гранаты которых содержат взрыватель с различным временем срабатывания на траектории полета гранаты, и производят стрельбу одиночно или группами, или непрерывно, или с рассеиванием гранат относительно друг друга по фронту и по дальности. Достигается повышение эффективности поражения живой силы и огневых средств противника. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме. Пуля содержит маршевую ступень, состоящую из боевой части и блока управления, кормовая часть которой вдвинута в центральную трубку, переходный обтекатель и газодинамическое устройство управления с пороховым аккумулятором давления. Трубка размещена в отделяемом стартовом двигателе конической формы, имеющем тандемное заднее расположение. Сопла аккумулятора перпендикулярны продольной оси управляемой пули. Газодинамическое устройство управления размещено в кормовой части управляемой пули и закреплено на заднем днище отделяемого стартового двигателя. Пороховой аккумулятор давления размещен в задней части центральной трубки отделяемого стартового двигателя. Сопла газодинамического устройства управления расположены между соплами отделяемого стартового двигателя. Достигается уменьшение габаритов и массы управляемой пули. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в сверхзвуковых крылатых ракетах. Сверхзвуковая крылатая ракета содержит планер, приборный отсек с блоками бортовой аппаратуры системы управления, сменную головку самонаведения, основное боевое снаряжение фугасного, проникающего, осколочно-фугасного типа, дополнительное боевое снаряжение с идентичными с головкой самонаведения массово-центровочными характеристиками. Формируют полетное задание с точкой прицеливания, параметрами траектории ракеты и типах поражаемых целей, выбирают ракету со сменной головкой самонаведения или взаимозаменяемой головкой самонаведения с дополнительным боевым снаряжением, вносят изменения в циклограмму полета в зависимости от типа цели, запускают и обеспечивают полет ракеты с участками пикирования в зависимости от типа цели в точку с заданными координатами в области расположения цели, подрывают боевое снаряжение с запрограммированным недолетом до геометрического центра области расположения площадной цели или по достижении цели. Изобретение позволяет повысить эффективность поражения цели. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к кассетным боевым частям боеприпасов. Кассетная боевая часть содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества, парашют, источник питания, координатор цели, автономную систему наведения и устройство перемещения. Устройство перемещения обеспечивает управляемое перемещение в горизонтальной и вертикальной плоскостях, режим зависания в воздухе. Автономная система наведения соединена с координатором цели и включает соединенные между собой контроллер управления перемещением, навигационную систему и приемник навигационной системы. Координатор цели содержит модуль хранения параметров цели, оптический инфракрасный датчик цели и магнитометрический датчик цели. Достигается повышение эффективности боеприпаса с кассетной боевой частью. 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в высокоточном вооружении. Боевая часть (БЧ) с координатором цели содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества кумулятивно-осколочного типа, парашют, источник питания, координатор цели с модулем хранения параметров цели, оптическим инфракрасным датчиком цели, магнитометрическим датчиком цели, устройством распознавания цели, устройство перемещения, автономную систему наведения с контроллером управления перемещением, навигационной системой, приемником навигационной системы, защитный кожух с тормозным устройством с парашютом и вытяжным фалом, механизм расстыковки парашюта с корпусом БЧ с координатором цели, пиропатрон. Устройство перемещения содержит электроприводы с валами со втулками и воздушными винтами, стопорные элементы, трансформируемые консоли для размещения электроприводов и стопорных элементов. Изобретение позволяет повысить боевую эффективность БЧ. 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в управлении полётом ракеты. Изменяют направление потоконаправляющих поверхностей наклоном головной, хвостовой частей ракеты. Изобретение позволяет повысить аэродинамические качества ракеты. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Заявленное изобретение относится к способам определения угла крена бесплатформенной инерциальной навигационной системы вращающегося по крену артиллерийского снаряда. Для определения угла крена измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат, демодулируют угловые скорости, перпендикулярные продольной оси снаряда, углом крена с поправкой. Поправку определяют как предварительное и последующее корректируемое значение. Предварительное значение определяют по фазе между средними сглаженными значениями интегралов демодулированных угловых скоростей. Последующее значение определяют по интегралу угловой скорости разворота снаряда по рысканию с определенным коэффициентом. Обеспечивается повышение точности определения угла крена, тангажа и рыскания снаряда. 1 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к способам наведения вращающегося по крену снаряда. Для инерциального наведения вращающегося по крену снаряда измеряют рассогласование между положением продольной оси снаряда и положением оси инерциального гироскопа, измеряют угловые скорости снаряда в связанной со снарядом вращающейся по крену системе координат относительно двух взаимно ортогональных поперечных осей снаряда, формируют сигнал управления рулевым приводом при превышении порогового значения рассогласования. Формируют дополнительные сигналы управления по угловой скорости на баллистическом участке траектории до начала инерциального наведения при превышении угловой скорости снаряда пороговых значений, определенных из условия обеспечения требуемой амплитуды колебания снаряда по углам атаки и скольжения. Обеспечивается угловая стабилизация снаряда. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к системам навигации и может быть использовано в ракетной технике. Авиационная ракета (АР) с инерциальной системой навигации с возможностью совершать вращение содержит гиродатчик угловой скорости тангажа, автоматическую систему управления со средствами автоматического управления. Автоматически вращают АР вокруг своей продольной оси, после каждого поворота АР вокруг своей оси меняют направление вращения, устраняют влияния масштабного коэффициента гиродатчика угловой скорости тангажа, корректируют дрейфы. Изобретение позволяет заменить гироскоп гиродатчиком угловой скорости тангажа в инерциальных системах навигации. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх