Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль. Инерциальный измерительный модуль содержит три микромеханических гироскопа (ММГ) и двухосный датчик линейных ускорений (ДЛУ), размещенные на общей плате, установленной перпендикулярно продольной оси X вращения ракеты. Электронная аппаратура управления содержит микроконтроллер предварительной обработки и пересчета сигналов трех ММГ и двухосного ДЛУ в сигналы, соответствующие поперечным осям Y и Z, и энергонезависимое перепрограммируемое запоминающее устройство для хранения калибровочных коэффициентов. Техническим результатом изобретения является повышение точности наведения и увеличение дальности стрельбы управляемой ракетой. 2 ил.

 

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам.

Известно устройство для управления траекторией полета снаряда, патент США 6629668 BA, класс НКИ 244-3.22, опубликован 7.10.03 г. Для корректировки траектории движения снаряда после старта, используют бортовые акселерометры, которые установлены ортогонально вдоль продольной оси снаряда. Нежелательные отклонения от заданной траектории корректируются путем срабатывания импульсных двигателей по сигналам с акселерометров, преобразованным в бортовой электронной аппаратуре в команды управления. Импульсные двигатели установлены на периферийной поверхности корпуса снаряда. Такое управление траекторией движения снаряда позволяет увеличить дальность стрельбы подобными снарядами из артиллерийских орудий.

Однако срабатывание импульсных двигателей, необходимых для корректировки траектории движения, является значительным возмущающим фактором, приводящим к дополнительным колебаниям снаряда. При стрельбе на большие дальности это влечет за собой увеличение рассеивания и большие промахи при подходе снаряда к цели.

Известно устройство (Патент РФ № RU 2438095, МПК F42B 10/00, 2010 г.), выбранное в качестве прототипа, управляемый вращающийся снаряд, содержащий электронную аппаратуру управления, органы управления траекторией полета и чувствительные элементы отклонения снаряда от заданной траектории, отличающееся тем, что органы управления выполнены в виде аэродинамических рулей, а чувствительные элементы скомпонованы на базе двух микромеханических гироскопов, размещенных на двух взаимно перпендикулярных платах с установленными на них радиоэлементами, обеспечивающими совмещение сигналов микромеханических гироскопов, поступающих в электронную аппаратуру управления, с ее собственными сигналами, которые поступают на органы управления, при этом платы закреплены на общем основании, установленном перпендикулярно продольной оси снаряда X так, что чувствительные оси микромеханических гироскопов перпендикулярны друг другу и съюстированы с соответствующими поперечными осями Y и Z снаряда, причем основание развернуто в направлении вращения снаряда относительно аэродинамических рулей на угол, величина которого эквивалентна времени формирования команд для органов управления.

В данном устройстве осуществляется демпфирование колебаний снаряда по двум перпендикулярным осям сигналами с инерциального измерительного модуля, содержащего два датчика угловых скоростей с взаимно перпендикулярными измерительными осями, которые после определенной обработки и преобразования поступают в бортовую аппаратуру снаряда, где происходит их алгебраическое суммирование с основными сигналами управления. При таком формировании управляющих команд угловые колебания снаряда преобразуются в затухающие, уменьшается лобовое сопротивления снаряда, увеличивается дальность стрельбы и вероятность попадания снаряда в цель.

Недостатком данного устройства является недостаточная точность наведения ракеты на начальном участке, обусловленная влиянием на датчики угловых скоростей линейного ускорения при работе разгонного двигателя ракеты и центробежным ускорением при изменении скорости вращения ракеты.

Целью предлагаемого изобретения является повышение точности наведения ракеты на всей траектории полета за счет компенсации погрешности датчиков.

Данная цель решается за счет того, что в заявленной малогабаритной управляемой вращающейся ракете, содержащей электронную аппаратуру управления, органы управления, выполненные в виде аэродинамических рулей, и инерциальный измерительный модуль, содержащий чувствительные элементы отклонения ракеты от заданной траектории на базе микромеханических гироскопов, инерциальный измерительный модуль содержит три одноосных микромеханических гироскопа (ММГ) и двухосный датчик линейных ускорений (ДЛУ), размещенные на общей плате, установленной перпендикулярно продольной оси X вращения ракеты, причем чувствительная ось первого ММГ смещена на 40÷45° относительно поперечной оси Z ракеты, оси второго и третьего ММГ смещены на ±120° относительно первого ММГ, измерительные оси двухосного ДЛУ взаимно перпендикулярны и перпендикулярны продольной оси X вращения ракеты и одна из них совпадает с измерительной осью первого ММГ, а в состав электронной аппаратуры управления дополнительно введен микроконтроллер, информационные входы которого соединены с выходами ММГ и ДЛУ, датчик температуры и энергонезависимое перепрограммируемое запоминающее устройство микроконтроллера.

Предлагаемое изобретение поясняется графическим материалом - фиг. 1 и фиг. 2, где на фиг. 1 представлена схема взаимного расположения измерительных осей микромеханических ММГ и ДЛУ инерциального измерительного модуля относительно рулей ракеты, на фиг. 2 - функциональная схема электронной аппаратуры:

1 - корпус ракеты;

2 - аэродинамические рули;

3, 4 и 5 - первый, второй и третий ММГ, например, типа ADXSR450 фирмы Analog Devices;

6 - двухосный ДЛУ, например, типа ADXL278 фирмы Analog Devices;

7 - датчик температуры, например, встроенный датчик температуры ММГ типа ADXSR450 фирмы Analog Devices;

8 - микроконтроллер, например, 32-разрядный микроконтроллер семейства ARM Соrtex-M3;

9 - энергонезависимое запоминающее устройство, например встроенное перепрограммируемое запоминающее устройство микроконтроллера (ППЗУ).

Устройство работает следующим образом.

Вследствие колебательных и вращательных движений ракеты на траектории в чувствительных элементах ММГ и ДЛУ возникают электрические сигналы, которые пропорциональны проекциям угловых скоростей и линейных ускорений на измерительные оси датчиков. Для замера угловых скоростей относительно трех осей X, Y и Z ракеты необходимо из принципа достаточности иметь как минимум три датчика с произвольным неортогональным расположением измерительных осей. Любое сложное движение ракеты, с установленным на ней ММГ, можно представить как вращение относительно трех осей X, Y и Z, тогда при сложном движении сигнал А1, снимаемый с первого ММГ, можно записать в виде уравнения:

A1x·A2y·A3z·A4, где

A1 - показания первого ММГ;

A2 - косинус угла между осью датчика и осью X;

A3 - косинус угла между осью датчика и осью Y;

A4 - косинус угла между осью датчика и осью Z;

νx νy νz - составляющие скоростей вращения относительно осей X, Y и Z.

Аналогично можно записывать уравнения, отражающие показания второго и третьего ММГ:

A5x·A6y·A7z·A8;

A9x·A10y·A11z·A12.

Таким образом описание всех трех ММГ можно свести в единую систему уравнений (матрицу):

A1x·A2y·A3z·A4

A5x·A6y·A7z·A8

A9x·A10y·A11z·A12.

Для нахождения решения значений угловых скоростей относительно каждой из осей ракеты, кроме показаний датчиков ММГ А1, A5, А9, необходимо знать остальные коэффициенты матрицы A2, A3, A4, A6, A7, A8, A10, A11, A12 (косинусы углов между измерительными осями датчиков и осями ракеты X, Y и Z). Неизвестные коэффициенты могут быть определены с помощью поочередной тарировки ММГ вращением аппаратурного отсека ракеты относительно каждой из осей на заранее известной скорости. И тогда матрица, описывающая сигналы ММГ, при вращении относительно оси X примет вид:

A1x·A2;

A5x·A6;

A9x·A10.

Из этих трех уравнений однозначно определяются коэффициенты A2, A6, A10 (при идеальной перпендикулярности осей ММГ они должны равняться нулю, однако из-за монтажной ошибки установки, достигающей ±1° и большей угловой скорости вращения ракеты, они отличны от нуля и подлежат учету при вычислении).

Аналогично проводя тарировочные операции отсека аппаратуры ракеты относительно двух других осей Y и Z, определяются остальные недостающие коэффициенты матрицы A3, A4, A7, A8, A11 и A12, которые заносятся во встроенное энергонезависимое ППЗУ микроконтроллера.

Искомые значения угловых скоростей ракеты при любом сложном движении определяются уравнениями:

где коэффициенты:

Зависимости (1), (2) и (3), по которым рассчитываются значения угловых скоростей ракеты, заносятся в управляющую программу микроконтроллера, коэффициенты A2, A3, A4, A6, A7, A8, A10, A11, A12, которые отражают геометрию реального расположения осей ММГ к исполнительным осям ракеты, также заносятся во встроенное ППЗУ микроконтроллера.

Вторая составляющая ошибки инерциального измерительного модуля, вызванная собственными ненулями ММГ и их температурным дрейфом, компенсируется температурной тарировкой в рабочем диапазоне температур ракеты с использованием встроенного датчика температуры. Наличие датчика ДЛУ позволяет компенсировать ошибку, вызванную влиянием линейных ускорений при управлении ракетой.

Таким образом, использование в контуре управления малогабаритной управляемой ракеты инерциального измерительного модуля с неортогональным расположением измерительных осей ММГ и датчиков ДЛУ, позволяет учитывать и компенсировать рассеивание ракеты на начальном участке наведения и осуществлять активное демпфирование колебаний на траектории, что обеспечивает устойчивое наведение ракеты, при наличии возмущающих факторов и, следовательно, повышает точность наведения и увеличивает дальность стрельбы управляемой ракетой.

Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета, содержащая электронную аппаратуру управления, органы управления, выполненные в виде аэродинамических рулей, и инерциальный измерительный модуль, содержащий чувствительные элементы отклонения ракеты от заданной траектории на базе микромеханических гироскопов, размещенных на общей плате, установленной перпендикулярно продольной оси X вращения ракеты, отличающаяся тем, что инерциальный измерительный модуль содержит три одноосных микромеханических гироскопа и двухосный датчик линейных ускорений, причем чувствительная ось первого микромеханического гироскопа смещена на 40÷45° относительно поперечной оси Z ракеты, оси второго и третьего микромеханических гироскопов смещены на ±120° относительно измерительной оси первого микромеханического гироскопа, а измерительные оси двухосного датчика линейных ускорений взаимно перпендикулярны и перпендикулярны продольной оси X вращения ракеты и одна из них совпадает с измерительной осью первого микромеханического гироскопа, а в состав электронной аппаратуры управления дополнительно введены микроконтроллер, информационные входы которого соединены с выходами микромеханических гироскопов и датчика линейных ускорений, датчик температуры и энергонезависимое перепрограммируемое запоминающее устройство микроконтроллера.



 

Похожие патенты:

Система испытаний летательных аппаратов с телеметрической системой регистрации основных параметров содержит установленные на летательном аппарате (ЛА) функциональные блоки, аппаратуру управления, бортовой телеметрический передающий модуль (БТПМ) с антенной и наземный приемный пункт с антенной.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоступенчатых ракетах. Многоступенчатая ракета содержит верхние ступени с системой управления (СУ) и полезным грузом, нижние ступени в виде пары поршень-цилиндр, кольцевой шпангоут с кольцевым пиротехническим элементом, бортовую кабельную сеть в виде свободно деформируемого кабельного жгута.

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках.

Группа изобретений относится к военной технике. При способе испытания летательных аппаратов (ЛА) перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны наземного приемного пункта (НПП).

Ракета // 2548957
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах класса «воздух-воздух». Ракета содержит корпус в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом с разрывным пиротехническим креплением последовательно расположенных герметичного головного отсека с головкой самонаведения, инерциальной системой управления, боевым снаряжением, системой активной теплозащиты и автономной жидкостной или на пастообразном топливе двигательной установкой, содержащей топливо с окислителем и набором ЖРД с продольным соплом, четырьмя ЖРД с поперечными соплами и четырьмя ЖРД для создания моментов вращения головного отсека, и двигательного отсека с аэродинамическими рулями, рулевыми приводами, двухимпульсной твердотопливной двигательной установкой, блоком определения момента запуска второго импульса, блока поправок.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения.

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

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в головных частях ракет. Космическая головная часть содержит полезную нагрузку, головной обтекатель, переходный отсек с нижним стыковочным шпангоутом и верхним стыковочным шпангоутом с кольцевой перегородкой в виде жёстко соединённых между собой поперечных стенок под разъемные торцевые соединения, продольно-поперечные силовые наборы, кольцевой шпангоут. Изобретение позволяет упростить конструкцию верхнего стыковочного шпангоута. 3 ил.

Изобретение относится к вооружению. Корректируемая минометная мина содержит корпус, выполненный с обтекателем в передней части и со стабилизатором в хвостовой части, заряд со взрывателем и систему наведения на цель с источником питания. При этом мина снабжена датчиком обнаружения и распознавания танкоопасной живой силы, расположенным в обтекателе корпуса и выполненным с возможностью работы на длине волны 3-5 мкм, причем выход датчика соединен со входом системы наведения на цель, и выдвижной штангой с приводом, установленной в обтекателе корпуса и выполненной с возможностью механического воздействия на взрыватель для приведения его в действие при соприкосновении штанги с целью или поверхностью земли. Обеспечивается повышение эффективности поражения танкоопасной живой силы противника. 1 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в космических головных частях. Космическая головная часть содержит головной обтекатель, космический аппарат (КА) с силовым шпангоутом с переходной системой для стыковки с ракетой-носителем, переходник головного обтекателя с верхним шпангоутом, состыкованным с головным обтекателем разделяемым в полете соединением, нижним шпангоутом, состыкованным с верхним силовым шпангоутом КА с помощью неразъемного в полете соединения. Изобретение позволяет сократить цикл сборки космической головной части. 2 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля в пусковом контейнере содержит маршевую ступень, соединенную электрическим жгутом с пусковым контейнером, отделяемый стартовый двигатель и переходный обтекатель. Между переходным обтекателем и пусковым контейнером размещены отделяемые сухари, центрирующие управляемую пулю в контейнере. Маршевая ступень вдвинута в центральную трубку, расположенную в отделяемом стартовом двигателе. В переходном обтекателе выполнена центрирующая трубка с пазами, базирующая маршевую ступень в осевом, радиальном и угловом направлениях. Электрический жгут выведен из маршевой ступени за центрирующей трубкой через переходный обтекатель и сухарь и соединен с электрическим разъемом, размещенным на пусковом контейнере. В управляемой пуле выполнен жгут электрической стыковки ступеней, выведенный из маршевой ступени вместе с электрическим жгутом. Центрирующая трубка переходного обтекателя имеет острую кромку, расположенную перед местом вывода электрического жгута и жгута электрической стыковки ступеней по направлению движения, а в сухаре размещена полая втулка, в которой выполнена внутренняя острая кромка. Достигается повышение эффективности управляемой пули. 5 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в бикалиберных управляемых ракетах. Бикалиберная управляемая ракета содержит маршевую ступень и отделяемый стартовый двигатель. Двигатель телескопически соединен с кормовой частью маршевой ступени посредством посадочного гнезда. Двигатель снабжен кольцевым насадком с конической наружной поверхностью. Насадок установлен на кормовой части маршевой ступени перед торцом стартового двигателя. Насадок выполнен в виде подпружиненных, с помощью пружинных толкателей, сегментных вкладышей. Вкладыши установлены с возможностью удержания от раскрытия передним фланцем стартового двигателя, а также сегментным разрезным кольцом. Достигается уменьшение возмущений маршевой ступени ракеты при разделении. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области приборостроения, а именно к области автоматического регулирования, и может быть использовано в системах высокоточного управления движением центра масс подвижных объектов, в частности аэробаллистических летательных аппаратов. Техническим результатом является повышение статической и динамической точности системы управления траекторией движения летательного аппарата по заданной программной траектории. В способе управления движением аэробаллистического летательного аппарата (ЛА) по заданной пространственной траектории в ходе предполетной подготовки из всего массива опорных точек производят выбор нескольких узловых точек, параметры которых до начала движения вводят в память бортового вычислительного устройства ЛА в форме матрицы М. После начала движения участки заданной траектории между узловыми точками аппроксимируют с помощью кубического сплайна Эрмита, а управление движением ЛА осуществляют при помощи метода пропорционального сближения, пользуясь матрицей М. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к способу определения коэффициента команды одноканальных вращающихся ракет и снарядов и устройству для его определения. Для определения коэффициента команды закручивают ракету или снаряд вокруг оси крена в плоскости слежения за имитатором цели. Формируют сигнал управления на рулевой привод руль-машинки (РМ). Формируют опорный сигнал по определенному закону, вращают фазу опорного сигнала или сигнала РМ, перемножают опорный сигнал и сигнал РМ, заполняют полученный после перемножения сигнал счетными импульсами. Формируют сигнал свертки определенным образом. Определяют модуль коэффициента команды фиксацией экстремума сигнала свертки, а фазу - фиксацией угла фазового сдвига между опорным сигналом и сигналом сверки в момент пересечения им нулевого уровня. Устройство для определения коэффициента команды содержит приводы вращения ракеты вокруг оси крена, датчик опорного сигнала и последовательности счетных импульсов, фазовращатель, блок свертки с перемножителем, усилитель-ограничитель, фазометр, блок фиксации экстремума сигнала свертки, соединенные определенным образом. Обеспечивается упрощение измерений коэффициента команды и фазовой ошибки ракеты или снаряда. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к переносным тактическим боеприпасам. Переносной тактический боеприпас содержит корпус, кумулятивный боевой элемент, источник питания, координатор цели. На корпусе боеприпаса размещены система автономного наведения и устройство перемещения, обеспечивающее управляемое перемещение боеприпаса в горизонтальной и вертикальной плоскостях, включая режим зависания в воздухе. Система автономного наведения включает соединенные между собой контроллер управления перемещением, навигационную систему, приемник навигационной системы, блок ввода и хранения параметров цели. Кумулятивный боевой элемент установлен таким образом, что его продольная ось располагается вертикально при горизонтальном полете боеприпаса. Достигается повышение эффективности боеприпаса. 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к гиперзвуковым крылатым ракетам (ГПКР), оснащенным гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД). ГПКР содержит маршевую ступень с конструкцией, построенной на основе двух модулей. Первый модуль является боевым и выполнен в виде планера маршевой ступени ГПКР. Второй - модуль маршевой силовой установки, объединяет в себе воздухозаборник, камеру сгорания, сопло, пневмогидравлическую систему и устройства, обеспечивающие работу ГПВРД. Второй модуль закреплен под фюзеляжем боевого модуля по пакетной (параллельной) схеме с возможностью его отделения в полете по команде БАСУ. После обнаружения и определения координат цели в точке траектории, вычисляемой бортовой аппаратурой системы управления (БАСУ), по команде БАСУ производится отделение силовой установки (СУ) ГПКР, а поражение цели осуществляется планирующим боевым модулем. Техническим результатом изобретения является расширение области применения ракет с ГПВРД. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к управляемым вращающимся ракетам. Малогабаритная управляемая вращающаяся ракета содержит электронную аппаратуру управления, органы управления и инерциальный измерительный модуль. Инерциальный измерительный модуль содержит три микромеханических гироскопа и двухосный датчик линейных ускорений, размещенные на общей плате, установленной перпендикулярно продольной оси X вращения ракеты. Электронная аппаратура управления содержит микроконтроллер предварительной обработки и пересчета сигналов трех ММГ и двухосного ДЛУ в сигналы, соответствующие поперечным осям Y и Z, и энергонезависимое перепрограммируемое запоминающее устройство для хранения калибровочных коэффициентов. Техническим результатом изобретения является повышение точности наведения и увеличение дальности стрельбы управляемой ракетой. 2 ил.

Наверх