RU2423658C2 - Method of controlling and stabilising mobile carrier, integrated system, device for turning antenna reflector in two mutually-perpendicular planes and device for actuating differential aerodynamic controllers for realising said method - Google Patents
Method of controlling and stabilising mobile carrier, integrated system, device for turning antenna reflector in two mutually-perpendicular planes and device for actuating differential aerodynamic controllers for realising said method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2423658C2 RU2423658C2 RU2009133042/28A RU2009133042A RU2423658C2 RU 2423658 C2 RU2423658 C2 RU 2423658C2 RU 2009133042/28 A RU2009133042/28 A RU 2009133042/28A RU 2009133042 A RU2009133042 A RU 2009133042A RU 2423658 C2 RU2423658 C2 RU 2423658C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- signals
- antenna device
- rotation
- vector
- period
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам управления, стабилизации и высокоточного самонаведения подвижных носителей на заданный объект визирования (OB), содержащим устройства с изменяющейся ориентацией диаграммы направленности волн, излучаемых антенной, а именно поворотно-чувствительные устройства, основанные на использовании гироинерциальных датчиков сигналов пространственного перемещения подвижного носителя, а также устройства управления аэродинамическими рулями (АДР) подвижного носителя.The invention relates to control systems, stabilization and high-precision homing of mobile carriers to a given object of sight (OB), containing devices with a changing orientation of the radiation pattern of the waves emitted by the antenna, namely rotary-sensitive devices based on the use of gyroinertial sensors of signals of spatial movement of a moving medium, as well as control devices for aerodynamic rudders (ADRs) of a mobile carrier.
Изобретение предназначено для управления и стабилизации подвижного носителя в процессе его самонаведения на первоначально заданную точку прицеливания (ТП) при его движения по траектории автономно и/или при локационном контакте с OB, подвижным или неподвижным, и может быть использовано:The invention is intended to control and stabilize a movable carrier in the process of homing to an initially specified aiming point (TP) when it moves along a path autonomously and / or when location contact with an OB is movable or fixed, and can be used:
- в инерциальных измерительных системах, в частности системах инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB для автономного его пеленгования в двух взаимно перпендикулярных плоскостях в базовой антенной системе координат и инерциального его автосопровождения;- in inertial measuring systems, in particular systems of inertial measurement of the parameters of the vector of sight of a given OB for its independent direction finding in two mutually perpendicular planes in the base antenna coordinate system and its inertial auto tracking;
- в системах инерциального самонаведения подвижных носителей на заданный OB,- in inertial homing systems of mobile carriers on a given OB,
- в интегрированных комплексированных бортовых систем самонаведения (БССН) в составе систем управления и стабилизации подвижных носителей,- in integrated integrated airborne homing systems (BSSN) as part of control systems and stabilization of mobile carriers,
- в системах управления и стабилизации от короткопериодических колебаний относительно центра масс, в том числе и вращающихся по крену подвижных носителей,- in control and stabilization systems from short-period oscillations relative to the center of mass, including mobile carriers rotating along the roll,
- в системах управления и стабилизации направления линии (вектора) визирования антенных устройств, например радиолокационного и инерциального (автономного) автосопровождения OB,- in control systems and stabilization of the direction of the line (vector) of the sight of antenna devices, for example, radar and inertial (autonomous) auto tracking OB,
- в системах управления АДР подвижных носителей.- in control systems ADR of mobile carriers.
При создании подвижных носителей с высокоточным самонаведением на первоначально заданный OB, оснащенных системой управления и стабилизации, содержащей интегрированную БССН, включающую в свой состав радиолокационное антенное устройство, содержащее двухосный карданов подвес, несущий акселерометры и гироприборы, важной задачей является:When creating mobile carriers with high-precision homing to the originally specified OB, equipped with a control and stabilization system containing an integrated BSSN, including a radar antenna device containing a biaxial gimbal, supporting accelerometers and gyroscopes, an important task is:
- обеспечение качественного инерциального управления направлением на первоначально заданный OB зеркала, например, радиолокационного антенного устройства на автономном участке траектории самонаведения подвижного носителя,- providing high-quality inertial direction control to the initially specified OB of the mirror, for example, a radar antenna device on an autonomous section of the homing trajectory of a mobile carrier,
- качественная ориентация диаграммы направленности волн, излучаемых устройством, основание которого жестко закреплено внутри носовой части корпуса головного отсека подвижного носителя, в том числе и вращающегося по крену, при качественной стабилизации (от короткопериодических колебаний подвижного носителя относительно своего центра масс) направления зеркала антенного устройства на заданный OB,- high-quality orientation of the radiation pattern of the waves emitted by the device, the base of which is rigidly fixed inside the bow of the head compartment of the mobile carrier, including the one rotating along the roll, with qualitative stabilization (from short-period oscillations of the mobile carrier relative to its center of mass) of the direction of the antenna device mirror preset OB,
- одновременно при этом обеспечение высокоточного самонаведения подвижного носителя (в том числе и вращающегося по крену) на заданный OB,- at the same time, ensuring high-precision homing of the movable carrier (including the roll roll) to a given OB,
- формирование сигналов управления и стабилизации подвижного носителя с высокоточным самонаведением на основе информации инерциального измерителя параметров вектора визирования (ИИПВВ) заданного OB как инерциальной измерительной системы,- the formation of control signals and stabilization of the mobile carrier with high-precision homing based on the information of the inertial meter of the parameters of the vector of sight (IIPVV) of a given OB as an inertial measuring system,
- разработка технических и специальных конструкторских решений, обеспечивающих высокоточную и быстродействующую отработку сигналов управления и стабилизации направления вектора (линии) визирования заданного OB и отработку сигналов управления и стабилизации подвижного носителя, а также минимально возможные, технологически обоснованные массогабаритные характеристики аппаратуры системы управления и стабилизации, предназначенной для оснащения подвижных носителей различного назначения.- development of technical and special design solutions that provide high-precision and high-speed development of control signals and stabilization of the direction of the vector (line) of the target OBV and development of control signals and stabilization of the mobile carrier, as well as the smallest possible, technologically feasible weight and size characteristics of the control and stabilization system equipment intended for equipping mobile carriers for various purposes.
Известны, например, следующие способы управления и стабилизации, системы и устройства, осуществляющие их:Known, for example, the following control and stabilization methods, systems and devices that implement them:
1. Способ аэробаллистического управления аэродинамическим летательным аппаратом (WO 49361 A1, 16.02.99, 7F41G 7/22), «который состоит в том, что летательный аппарат содержит инерциальную систему, бортовой вычислитель и активную радиолокационную или пассивную оптическую головку самонаведения. Согласно этому способу полет аэродинамического летательного аппарата происходит по произвольной траектории на ее нисходящей части до тех пор, пока не будет достигнут заданный разворот аппарата. Способ дополнительно предполагает изменение направления вектора скорости летательного аппарата и включение режима планирующего спуска. На участке снижения вектор скорости летательного аппарата последовательно меняет направление в вертикальной плоскости относительно его направления на вершине траектории».1. The method of aeroballistic control of an aerodynamic aircraft (WO 49361 A1, 16.02.99,
2. Способ и устройство управления ракетой (WO 9939149 А1, 20.01.99, 6F41G 7/20, F42B 15/01), при котором «ракета имеет информацию о своем положении, векторе скорости и будущем профиле скорости, а также непрерывно принимает информацию о положении и векторе скорости цели. На основании указанной информации предсказывается положение точки А, в которой ожидается перехват цели. Затем вычисляется время полета ракеты до предсказанной точки А. Дополнительно вычисляется фиктивная точка В, в которой ожидается перехват ракетной цели, причем эта точка располагается на большей высоте, чем предсказанная точка перехвата. Расстояние между точками А и В зависит от вычисленного времени полета. Окончательно вектор скорости ракеты направляется в указанную фиктивную точку».2. A method and device for rocket control (WO 9939149 A1, 01/20/99,
3. Система управления ракетами с алгоритмом работы, содержащим нелинейный коэффициент усиления (US 5975460 А, 10.11.97, 6F41G 7/00), которая «генерирует команды управления для наведения ракеты на цель и содержит систему управления для наведения ракеты на цель и содержит систему управления, вычислитель, блок, автопилот и комплект электромагнитных датчиков. Система управления получает текущие параметры наведения от датчиков ракеты и головки наведения. Параметры наведения содержат навигационные данные, скорость сближения с целью, скорость перемещения линии визирования, параметры маневренности ракеты и параметры скорости ракеты. Вычислитель при помощи программного обеспечения определяет текущий коэффициент усилия параметра наведения в зависимости от текущих характеристик маневренности ракеты. В отдельном варианте исполнения система содержит нелинейную цель, которая генерирует команду ускорения в зависимости от параметров наведения, которые варьируются при изменении параметров маневренности ракеты. Блок определяет закон наведения ракеты на цель. Автопилот обеспечивает заданные характеристики маневренности ракеты. Нелинейный коэффициент усиления является функцией отношения скорости перемещения линии визирования к максимальной скорости перемещения идеальной линии визирования и зависит от текущих характеристик ракеты».3. A missile control system with an operation algorithm containing a non-linear gain (US 5975460 A, 10.11.97,
4. Способ автономного управления артиллерийским снарядом, стабилизированным вращением, и автономный управляемый снаряд для осуществления способа (DE 19740888 А1, 17.09.97, 6F41G 7/00, F42В 30/08, G05D 1/12), предназначенный «для наведения на цель артиллерийского снаряда, стабилизированного вращением». При этом «требуется, чтобы снаряд точно попадал в цель при удалении ≥35 км. С этой целью предусмотрено передать на снаряд перед выстрелом предварительно определенные данные цели. После выстрела снаряда эти данные сравниваются с данными положения снаряда, обнаруженными с помощью спутниковой навигационной приемной станции. Данные коррекции, полученные из этого сравнения, применяются для управления снарядом. Для этого снаряд переводится незадолго до достижения фазы управления из состояния полета, стабилизированного вращением, в полет, стабилизированным оперением. Причем тогда аэродинамическое управление снарядом осуществляется с помощью установленного на его носовой части откидного поворотного крыла и в застопоренном состоянии тормоза вращения действуют в качестве несущих поверхностей».4. The method of autonomous control of an artillery shell stabilized by rotation, and an autonomous guided projectile for implementing the method (DE 19740888 A1, 09.17.97,
5. Способ формирования управляющих сигналов при самонаведении (RU 2239769 С2, 2002.11.27, 7F41G 7/22), сущность которого «состоит в следующем: разворот антенны головки самонаведения на цель после пропадания сигнала, отраженного от цели, осуществляют с переменной угловой скоростью, пропорциональной текущей оценке углового рассогласования, формируемой интегрированием разности угловой скорости линии визирования, полученной с оптимального фильтра, используемого для формирования команд управления в системе самонаведения, и ее значения, измеренного головкой самонаведения. В качестве оценки угловой скорости может быть также использовано нулевое значение».5. The method of generating control signals during homing (RU 2239769 C2, 2002.11.27,
6. Инерциальное наведение и система измерения (WO 3085358 А1, 31.03.2003, 7G01C 19/30, B64G 1/28, В64С 17/06) состоят в том, что содержат «гироскоп с управляемым моментом, шарнир карданов, устройство подвески шарнира карданов для возможности вращения шарнира карданов вокруг оси и двигателя шарнира для вращения шарнира вокруг оси для падения вращающего момента. С помощью датчика определяют угловую скорость транспортного средства по величине вращающего момента и углового ускорения шарнира карданов».6. Inertial guidance and measurement system (WO 3085358 A1, 03/31/2003,
7. Система самонаведения для самодвижущегося снаряда (GB 2331352 А1, 07.02/84, 6F41G 7/22, G05D 1/12), которая «снабжена датчиком цели с асимметричным полем обзора. Автопилоты рыскания, тангажа и крена действуют в соответствии с командами, полученными из потребных сигналов ускорения на основе превышения, азимута и угла места. Чтобы держать цель в ограниченном поле обзора, команда угловой скорости по крену включает в себя расчетную составляющую, полученную на основе угловой скорости по тангажу и взятую в обратном масштабе относительно угла азимута. Датчик обеспечивает увеличенный обзор по азимуту и за счет этого может быть несимметрично смещен по азимуту относительно линии прицеливания. После поступления команды, соответствующей большой расчетной угловой скорости по крену, система прекращает движение по рысканию или временно заменяет входные сигналы, поступающие в автопилоты, сигналами управления по линии прицеливания».7. Homing system for a self-propelled projectile (GB 2331352 A1, 07.02 / 84,
8. Блок управления рулями на ракете или снаряде (US 6604705 В2, 19.03.2002, 7F42D 10/06), который «содержит изолированный корпус. На внешней стороне корпуса расположены две управляющие поверхности в форме рулей или полурулей, которые установлены на шарнирах, могут поворачиваться и управляются приводами. Корпус имеет две полости с электродвигателями. Через понижающий зубчатый редуктор двигатели управляют колебаниями относительно продольной оси управляющего узла из двух колец, установленных в гнездах. С кольцами сцеплены при помощи концевых соединителей полурули, которые установлены напротив друг друга на дополнительном кольце. Это кольцо расположено в гнезде корпуса и может свободно поворачиваться относительно продольной оси».8. The rudder control unit on a rocket or projectile (US 6604705 B2, 03/19/2002,
9. Блок рулевого привода управляемого снаряда (RU 2248519 С1, 2003.10.15, 7F42B 15/00), который «включает ось рулей с коромыслом, с которым связаны силовые цилиндры с поршнем мембранного типа с жестким центром и односторонним штоком, а также узлы центровки поршней. Каждый узел центровки в виде центрального стержня постоянного диаметра, установленного в полости цилиндра, и кольцевой направляющей втулки, выполненной на штоке со стороны выхода осевого глухого отверстия, образованного на штоке, образующей со стержнем подвижную посадку. Расстояние от оси рулей до оси каждого цилиндра определяется по определенной зависимости».9. The steering gear unit of the guided projectile (RU 2248519 C1, 2003.10.15,
10. Блок управляемого привода управляемого снаряда (RU 2248520 С1, 2003.07.02, 7F42B 15/01), в котором «рули соединены посредством полуоси, в которой вдоль продольной оси снаряда выполнено центральное отверстие, перпендикулярно продольной оси выполнены соосные отверстия для установки осей рулей. Полуось содержит элементы соединения с силовыми цилиндрами».10. Block driven drive of a guided projectile (RU 2248520 C1, 2003.07.02,
11. Рулевой привод управляемого снаряда (RU 2257534 С1, 2004.03.30, 7F42B 15/00), который «содержит рулевую машину с силовым цилиндром, распределительным устройством и управляющим электромагнитом. Распределительное устройство размещается во входном канале рулевой машины, связанном с полостями силового цилиндра, в котором установлены фильтры и дроссели, на выходе из полости силового цилиндра установлены сопла, перекрываемые заслонкой, связанной с якорем управляющего электромагнита. Площадь дросселя и площадь сопла выполнены при определенном соотношении».11. The steering drive of a guided projectile (RU 2257534 C1, 2004.03.30,
12. Блок рулевого привода управляемого снаряда (RU 2258895 С1, 2004.04.14, 7F42B 15/00), который «содержит шпангоут, рули, рулевую машину со штоком. Рулевая машина жестко закреплена со шпангоутом, на конце штока укреплено водило с отверстием, перпендикулярным оси поршня с размещенным в нем вкладышем. Во вкладыше выполнено отверстие, в котором установлен цилиндрический палец, укрепленный на рычаге, соединенном с рулями».12. The steering gear unit of the guided projectile (RU 2258895 C1, 2004.04.14,
13. Способ управления ракетой и блок рулевого привода (варианты) (RU 2288439 С1, 2005.07.04, F42B 15/00, 10/60, В64С 13/40), который включает формирование системой управления ракеты сигнала на рулевой привод и соответствующее угловое отклонение аэродинамических рулей приводом относительно продольной оси ракеты в диапазоне между двумя максимальными значениями. В момент достижения аэродинамическими рулями максимального угла отклонения прекращают действие сигнала системы управления на рулевой привод, в котором формируют воздействие, обеспечивающее угловое отклонение аэродинамических рулей в противоположную сторону. В первом варианте блок рулевого привода содержит рулевую машину с закрепленным на оси аэродинамических рулей поршнем в виде коромысла, который установлен в корпусе, разделенном расположенной вдоль оси рулей перегородкой на рабочие камеры, боковые стенки которых имеют сферические поверхности. Общая задняя стенка выполнена с отверстиями, сообщающими рабочие камеры с пневмораспределительным устройством. У задней стенки поднутрением боковых стенок образована промежуточная полость. При этом расстояние от оси вращения аэродинамических рулей до задней стенки и протяженность сферических поверхностей от оси вращения аэродинамических рулей в направлении от задней стенки выполнены величиной, определяемой из первого математического выражения. Во втором варианте блок рулевого привода содержит последовательно соединенные входной сумматор, усилитель, рулевую машину и датчик обратной связи. В него введен ограничитель напряжения положительной и отрицательной величин сигнала датчика обратной связи, два компаратора, аналоговый мультиплексор и формирователь максимальных команд управления».13. The rocket control method and the steering drive unit (options) (RU 2288439 C1, 2005.07.04,
14. Управляемый снаряд (RU 2295698 С1, 2005.09.20, F42B 15/00), который содержит «в головном отсеке основание, на котором размещен механизм раскрытия рулей. В обтекателе выполнены пазы для выхода рулей. Площадь пазов в обтекателе, являющихся сбросными каналами, выполнена в соотношении 10-15 от площади воздухозаборного устройства».14. A guided projectile (RU 2295698 C1, 2005.09.20,
Следовательно, согласно упомянутой выше задаче, которую необходимо решить, ни один из рассмотренных выше аналогов не может быть принят наиболее близким по технической сущности и назначению в качестве прототипа предлагаемых технических решений (способа, системы и устройств для его осуществления).Therefore, according to the problem mentioned above, which must be solved, none of the analogues discussed above can be accepted as being closest in technical essence and purpose as a prototype of the proposed technical solutions (method, system and devices for its implementation).
Целью заявляемых технических решений (способа, интегрированной системы и устройств для его осуществления) является решение задачи оптимального построения интегрированной комплексированной БССН и на ее основе - интегрированной системы управления и стабилизации подвижного носителя с одновременным обеспечением повышенных его технических характеристик и потребительских свойств.The purpose of the claimed technical solutions (method, integrated system and devices for its implementation) is to solve the problem of optimal construction of an integrated integrated BSSN and, on its basis, an integrated control system and stabilization of a mobile carrier while ensuring its enhanced technical characteristics and consumer properties.
Сущность изобретения заключается в том, что по предлагаемому способу формируют длиннопериодические управляющие сигналы, пропорциональные скорости 
- пеленгов, т.е. угла наклона εН 0 и азимута εА 0 заданного OB относительно основания антенного устройства, жестко установленного внутри корпуса подвижного носителя, в связанной с центром масс подвижного носителя системе координат Ox1y1z1 (фиг.4);- bearings, i.e. the angle of inclination ε Н 0 and the azimuth ε А 0 of the specified OB relative to the base of the antenna device, rigidly mounted inside the housing of the mobile carrier, in the coordinate system Ox 1 y 1 z 1 connected to the center of mass of the mobile carrier (Fig. 4);
- наклонной дальности L0 до заданного OB и наклонной скорости 
- рыскания ψ0, тангажа ϑ0 и крена γ0 подвижного носителя вместе с основанием антенного устройства (фиг.5),- yaw ψ 0 , pitch ϑ 0 and roll γ 0 of the mobile carrier together with the base of the antenna device (figure 5),
а также начальные условия выставки инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB, т.е. сигналы, пропорциональные начальным значениям:as well as the initial conditions for the inertial measurement of the parameters of the vector of sight of a given OB, i.e. signals proportional to the initial values:
- проекций V0 ζ, V0 η, V0 ξ вектора V линейной скорости предстартового движения основания антенного устройства вместе с подвижным носителем на соответствующие оси местной горизонтальной системы координат Оξηζ (фиг.1, фиг.3);- projections V 0 ζ , V 0 η , V 0 ξ of the vector V of the linear velocity of the prelaunch motion of the base of the antenna device together with the movable carrier on the corresponding axis of the local horizontal coordinate system Oξηζ (Fig. 1, Fig. 3);
- декартовых координат ξ0 (D0), η0 (Н0), ζ0 подвижного носителя в местной горизонтальной системе координат (фиг.1);- Cartesian coordinates ξ 0 (D 0 ), η 0 (Н 0 ), ζ 0 of the moving carrier in the local horizontal coordinate system (figure 1);
- долготы λ0 и географической широты φ0 подвижного носителя (фиг.1) и, кроме того, сигналы, пропорциональные необходимым режимным параметрам по дальности, контрольное слово и командное слово.- longitude λ 0 and geographical latitude φ 0 of the mobile carrier (Fig. 1) and, in addition, signals proportional to the required operating parameters in range, a control word and a command word.
Далее проверяют сформированные сигналы в виде пакета последовательных информационных слов на отсутствие в них искажений. После этого сигналы, характеризующие пакет последовательных информационных слов, преобразуют в параллельную форму для инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB. Затем на борту подвижного носителя преобразуют сигналы, пропорциональные начальным условиям выставки инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB, в сигналы, пропорциональные начальным значениям:Next, the generated signals are checked in the form of a packet of sequential information words for the absence of distortions in them. After that, the signals characterizing the package of sequential information words are converted into a parallel form for inertial measurement of the parameters of the vector of sight of a given OB. Then, on board the mobile carrier, signals are proportional to the initial conditions of the exhibition of inertial measurement of the parameters of the vector of sight of a given OB into signals proportional to the initial values:
- проекций V0 x, V0 y, V0 z вектора 
- углов εГ 0 и εВ 0 визирования заданного OB соответственно в горизонтальной и в вертикальной плоскости в местной горизонтальной системе координат Оζηξ (фиг.1, фиг.3),- angles ε Г 0 and ε В 0 of the sight of a given OB, respectively, in the horizontal and vertical planes in the local horizontal coordinate system Оζηξ (Fig. 1, Fig. 3),
- составляющие e0 1 и е0 2 пространственной угловой координаты 
- направляющих косинусов β0 ij (где i, j=1, 2, 3), определяющих начальное взаимное положение базовой антенной системы координат Оxyz и опорной геоцентрической системы координат Сξ0η0ζ0, связанной одной своей осью Сζ0 с заданным OB, расположенным на земной поверхности (фиг.1).- guide cosines β 0 ij (where i, j = 1, 2, 3), which determine the initial relative position of the base antenna coordinate system Oxyz and the reference geocentric coordinate system Сξ 0 η 0 ζ 0 , connected by its own axis Сζ 0 with a given OB, located on the earth's surface (figure 1).
В момент старта подвижного носителя обновление сигналов начальной информации прекращается, а во время его движения по траектории после старта измеряют сигналы, пропорциональные проекциям nx, ny nz вектора 
- проекций Vx, Vy, Vz вектора
- наклонной дальности L и наклонной скорости 
- составляющих e1 и e2 пространственной угловой координаты
- направляющих косинусов βij (где i, j=1, 2, 3) взаимного текущего углового положения базовой антенной системы координат Oxyz и опорной геоцентрической системы координат Сξоηоζо.- guide cosines β ij (where i, j = 1, 2, 3) of the mutual current angular position of the base antenna coordinate system Oxyz and the reference geocentric coordinate system Сξ о η о ζ о .
По этим сформированным сигналам, пропорциональным текущим значениям наклонной дальности L и наклонной скорости 
Этими длиннопериодическими сигналами воздействуют на соответствующие датчики момента управляемого трехстепенного гироскопа, установленного во внутренней рамке двухосного карданова подвеса антенного устройства, наружная и внутренняя рамки которого шарнирно связаны с его зеркалом (фиг.6, фиг.7).These long-period signals act on the corresponding moment sensors of a controlled three-degree gyroscope installed in the inner frame of the biaxial cardan suspension of the antenna device, the outer and inner frames of which are pivotally connected to its mirror (Fig. 6, Fig. 7).
Под действием длиннопериодических сигналов создаются длиннопериодические возмущающие управляющие моменты, вызывающие моменты гироскопической реакции в опорах осей прецессии соответствующих рамок трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. При этом согласно прецессионной теории гироскопа возникает длиннопериодическое прецессионное отклонение соответствующих рамок трехосного карданова подвеса ротора гироскопа с угловой скоростью, близкой по величине к угловой скорости 
Эти сигналы преобразуют в длиннопериодические сигналы управления электродвигателями поворота рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства. По сигналам управления электродвигатели развивают длиннопериодические поворотные моменты, равные и совпадающие по направлению с направлением соответствующих длиннопериодических возмущающих управляющих моментов, для поворота наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства и шарнирно связанного с ним зеркала в текущее направление на заданный OB. При этом одновременно определяют сигналы, пропорциональные соответственно углу наклона εн з и азимуту εA з заданного OB относительно основания антенного устройства, которое установлено жестко внутри корпуса подвижного носителя.These signals are converted into long-period control signals of electric motors for turning the frames of the biaxial cardan suspension of the antenna device. According to the control signals, the electric motors develop long-period turning moments equal and coinciding in direction with the direction of the corresponding long-period disturbing control moments to rotate the outer and inner frames of the biaxial cardan suspension of the antenna device and the articulated mirror in the current direction to a given OB. At the same time, signals are proportional to respectively the angle of inclination ε n s and azimuth ε A s of the given OB relative to the base of the antenna device, which is mounted rigidly inside the housing of the mobile carrier.
При круговом вращении основания антенного устройства вместе с вращающимся по крену подвижным носителем также одновременно формируют сигналы, пропорциональные соответственно углу наклона εн з и азимуту εА з заданного OB относительно основания антенного устройства, характеризующиеся амплитудой и частотой короткопериодических колебаний, сдвинутых по фазе на 90 градусов, соответственно наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства и шарнирно связанного с ним зеркала относительно своих осей вращения. Кроме того, одновременно также формируют короткопериодические сигналы, пропорциональные колебаниям основания антенного устройства вместе с короткопериодическими колебаниями подвижного носителя по рысканию ψ и по тангажу ϑ, которые воздействуют на основание антенного устройства при одновременном его вращении по крену γ вместе с подвижным носителем.With a circular rotation of the base of the antenna device, together with the rolling carrier rotating along the roll, they also simultaneously generate signals proportional to the angle of inclination ε n s and azimuth ε A s of the given OB relative to the base of the antenna device, characterized by the amplitude and frequency of short-period oscillations 90 degrees shifted in phase , respectively, the outer and inner frames of the biaxial cardan suspension of the antenna device and the articulated mirror with respect to its rotation axes. In addition, at the same time, short-period signals are also generated that are proportional to the oscillations of the base of the antenna device along with short-period oscillations of the mobile carrier in yaw ψ and pitch ϑ, which act on the base of the antenna device while it rotates along the roll γ with the mobile carrier.
Вследствие этого возникают аддитивные короткопериодические возмущающие моменты, которые, в свою очередь, вызывают короткопериодические моменты гироскопической реакции в опорах осей прецессии соответствующих рамок трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. При этом согласно прецессионной теории гироскопа возникает короткопериодическое прецессионное колебание соответствующих рамок карданова подвеса ротора гироскопа с угловыми скоростями, направление вектора которых совпадает с направлением векторов аддитивных короткопериодических возмущающих моментов.As a result of this, additive short-period disturbing moments arise, which, in turn, cause short-period moments of the gyroscopic reaction in the supports of the precession axes of the corresponding frames of the triaxial cardan suspension of the gyro rotor. In this case, according to the precession theory of the gyroscope, a short-period precessional oscillation occurs in the corresponding frames of the cardan suspension of the gyro rotor with angular velocities, the direction of the vector of which coincides with the direction of the vectors of the additive short-period perturbing moments.
Одновременно определяют сигналы, пропорциональные рассогласованию между направлением вектора 
По сигналам управления электродвигатели развивают аддитивные короткопериодические поворотные моменты, равные и противоположно направленные соответственно направлению аддитивных короткопериодических возмущающих моментов, действующих вокруг соответствующих осей вращения наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства, для отработки аддитивных короткопериодических сигналов, обусловленных вращением основания антенного устройства вместе с вращающимся по крену γ подвижным носителем и их колебаниями по тангажу ϑ и по рысканию ψ в заданном текущем направлении на заданный OB с одновременной отработкой сигналов, пропорциональных угловой скорости короткопериодических отклонений рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства. При этом отработанные аддитивные короткопериодические сигналы регистрируют и по этим короткопериодическим сигналам, характеризующимся амплитудой и частотой короткопериодических колебаний рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства, определяют сигнал, пропорциональный периоду колебаний рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства. По этому сигналу в течение всего времени вращения по крену подвижного носителя антенного устройства определяют сигнал, пропорциональный угловой скорости вращения по крену подвижного носителя. Одновременно также формируют при необходимости по зарегистрированным сигналам короткопериодические сигналы торможения вращения подвижного носителя по крену γ, сдвинутые по фазе на 90 градусов. Эти сигналы преобразуют в электрические сигналы торможения и одновременно подают на входы приводов соответствующих четырех дифференциальных аэродинамических рулей (АДР), осуществляющих управление подвижным носителем относительно его двух взаимно перпендикулярных осей симметрии. АДР по этим сигналам развивают короткопериодические вращающие моменты торможения, равные и противоположно направленные соответственно действующим аддитивным короткопериодическим возмущающим моментам, обусловленным вращением по крену γ подвижного носителя антенного устройства. При торможении вращения по крену подвижного носителя, когда сигнал, пропорциональный периоду короткопериодических колебаний рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства, превышает пороговое значение периода, соответствующее величине угловой скорости вращения по крену у подвижного носителя, близкой к нулю, определяют сигнал остановки вращения по крену подвижного носителя. При этом одновременно определяют сигналы, пропорциональные углу наклона εн и азимуту εA заданного OB. После остановки вращения по крену γ подвижного носителя одновременно осуществляют стабилизацию текущего направления зеркала антенного устройства на заданный OB от действующих короткопериодических колебаний подвижного носителя относительно своего центра масс по крену γ, по тангажу ϑ и по рысканию ψ. При этом по сформированным управляющим длиннопериодическим сигналам, пропорциональным скорости
При перемещении по траектории после старта подвижного носителя по сигналам, пропорциональным полученным проекциям ωх, ωy, ωz вектора 
Далее по полученным сигналам формируют короткопериодические сигналы стабилизации подвижного носителя в вертикальной плоскости, в горизонтальной плоскости и крену γ. По этим сигналам формируют короткопериодические сигналы, пропорциональные стабилизирующим моментам, которые поступают на вход соответственно каждого широкополосного контура управления соответствующих четырех приводов дифференциальных АДР подвижного носителя. Кроме того, одновременно по сигналам, пропорциональным полученным измеренным проекциям nx, ny, nz вектора 
По полученным сигналам, пропорциональным текущим значениям модуля вектора скорости 
Затем полученные сигналы, пропорциональные задаваемым перегрузкам nг зад и гв зад, сравнивают соответственно с сформированными сигналами, пропорциональными вертикальной nη и горизонтальной nζ проекциям вектора
Сущность изобретения заключается также и в том, что интегрированная система, осуществляющая способ, характеризуется тем, что включает в свой состав интегрированную бортовую систему самонаведения (БССН) и систему управления приводами четырех дифференциальных АДР подвижного носителя. БССН содержит антенное устройство и цифровое вычислительное устройство. При этом антенное устройство включает в свой состав зеркало с облучателем и волноводно-коммутирующим устройством (ВКУ), двухосный карданов подвес, ось вращения наружной рамки которого установлена на основании антенного устройства, а ось вращения внутренней рамки установлена в наружной рамке перпендикулярно к ее оси вращения, электродвигатель поворота наружной рамки двухосного карданова подвеса и электродвигатель поворота внутренней рамки двухосного карданова подвеса, датчик угла поворота наружной рамки двухосного подвеса, датчик угла поворота внутренней рамки двухосного карданова подвеса соответственно по углу наклона и по азимуту, а также управляемый трехстепенной гироскоп, гироскопический двухканальный датчик угловой скорости (ДУС), три однокомпонентных измерителя линейного ускорения. Причем управляемый трехстепенной гироскоп установлен во внутренней рамке двухосного карданова подвеса антенного устройства так, что направление вектора кинетического момента 
Гироскоп содержит трехосный карданов подвес ротора, датчик угла прецессии внутренней рамки трехосного карданова подвеса ротора и датчик угла прецессии наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа, датчик момента управления направлением поворота внутренней рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа, датчик момента управления направлением поворота наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. При этом ось собственного вращения ротора гироскопа установлена во внутренней рамке трехосного карданова подвеса ротора гироскопа, ось вращения которой установлена в наружной рамке трехосного карданова подвеса ротора гироскопа, ось вращения которой, в свою очередь, установлена в корпусе (кожухе) гироскопа, а корпус гироскопа жестко закреплен во внутренней рамке двухосного карданова подвеса антенного устройства. На соответствующих осях рамок трехосного карданова подвеса ротора установлены соответственно датчики угла прецессии внутренней и наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. Антенное устройство также включает в свой состав узел гиростабилизации и управления направлением зеркала антенного устройства на OB (неподвижный или подвижный) по углу наклона, узел гиростабилизации и управления направлением зеркала антенного устройства на OB по азимуту, а также усилители сигналов обратной связи в соответствующих каналах двухканального гироскопического ДУС - измерителя составляющих вектора абсолютной угловой скорости поворота зеркала антенного устройства. Двухканальный гироскопический ДУС установлен во внутренней рамке двухосного карданова подвеса антенного устройства так, что в заарретированном положении одна из его осей чувствительности совпадает с нулевым направлением линии визирования антенного устройства, а другая его ось чувствительности ориентирована, например, вверх вдоль положительного направления оси вращения внутренней рамки двухосного карданова подвеса антенного устройства. При этом направление вектора
Выходы соответствующих датчиков угла прецессии внутренней рамки и наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора управляемого трехстепенного гироскопа соответственно соединены с входом узлов гиростабилизации и управления направлением зеркала антенного устройства на заданный OB по углу наклона и по азимуту.The outputs of the corresponding precession angle sensors of the inner frame and the outer frame of the triaxial cardan suspension of the rotor of the controlled three-stage gyroscope are respectively connected to the input of the gyrostabilization nodes and control the direction of the mirror of the antenna device to a given OB in the angle of inclination and in azimuth.
Выходы узлов гиростабилизации и управления направлением зеркала антенного устройства на заданный OB по углу наклона и по азимуту соединены соответственно с электродвигателями поворота наружной рамки и внутренней рамки двухосного карданова подвеса антенного устройства. Причем выходы датчиков угла прецессии внутренней и наружной рамок трехосного карданова подвеса ротора гироскопического ДУС соединены соответственно с входом усилителей сигналов отрицательной обратной связи. Выходы этих усилителей соединены соответственно с датчиками момента внутренней и наружной рамок гироскопического ДУС.The outputs of the gyrostabilization units and the direction of the mirror direction of the antenna device to a given OB in the angle of inclination and in azimuth are connected respectively to the electric motors of rotation of the outer frame and the inner frame of the biaxial cardan suspension of the antenna device. Moreover, the outputs of the angle sensors of the precession of the inner and outer frames of the triaxial cardan suspension of the rotor of the gyroscopic TLS are connected respectively to the input of the amplifiers of the negative feedback signals. The outputs of these amplifiers are connected respectively to the moment sensors of the internal and external frames of the gyroscopic TLS.
Зеркало антенного устройства выполнено с возможностью поворота в двух взаимно перпендикулярных плоскостях с помощью двухстепенного шарнира относительно центра излучения облучателя, жестко закрепленного на основании антенного устройства. При этом зеркало шарнирно соединено тягами механического координатора антенного устройства соответственно с наружной рамкой и с внутренней рамкой двухосного карданова подвеса антенного устройства так, что расстояние между каждым из шарниров тяг на задней поверхности зеркала и его центром вращения равно расстоянию между каждым из шарниров, установленных соответственно на наружной рамке и на внутренней рамке двухосного карданова подвеса антенного устройства, и центром вращения этих рамок.The mirror of the antenna device is made to rotate in two mutually perpendicular planes using a two-stage hinge relative to the center of radiation of the irradiator, rigidly fixed to the base of the antenna device. In this case, the mirror is pivotally connected by rods of the mechanical coordinator of the antenna device, respectively, with the outer frame and with the inner frame of the biaxial cardan suspension of the antenna device so that the distance between each of the hinges of the rods on the rear surface of the mirror and its center of rotation is equal to the distance between each of the hinges mounted respectively on the outer frame and on the inner frame of the biaxial cardan suspension of the antenna device, and the center of rotation of these frames.
Антенное устройство включает в свой состав также узел формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала в вертикальной плоскости, и узел формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала в горизонтальной плоскости, а также узел масштабирования сигнала, снимаемого с выхода узла формирования управляющего сигнала задаваемой угловой скорости поворота зеркала в вертикальной плоскости, соединенного с входом датчика момента управления направлением поворота наружной рамки трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. Причем сигнал, снимаемый с выхода узла масштабирования сигнала с выхода узла формирования управляющего сигнала задаваемой угловой скорости поворота зеркала в вертикальной плоскости, пропорционален проекции ωz вектора 
Выход датчика угла поворота наружной рамки и выход датчика угла поворота внутренней рамки двухосного карданова подвеса антенного устройства соответственно по углу наклона и по азимуту соединены с седьмым входом и с восьмым входом ЦВУ соответственно, первый и второй выход которого соединен соответственно с входом узла формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала антенного устройства в вертикальной плоскости, и с входом узла формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала антенного устройства в горизонтальной плоскости. Кроме того, информационная линия связи соединяет аппаратуру подготовки и управления пуском подвижного носителя, внешнюю по отношению к заявляемой системе, с информационным девятым входом ЦВУ интегрированной БССН, информационный третий выход которого соединен информационной линией связи с информационным первым входом системы управления четырьмя дифференциальными АДР подвижного носителя.The output of the rotation angle sensor of the outer frame and the output of the rotation angle sensor of the inner frame of the biaxial cardan suspension of the antenna device are respectively connected to the seventh input and to the eighth input of the CVC, respectively, the first and second output of which are connected to the input of the control signal generating unit, respectively proportional to the specified angular velocity of rotation of the mirror of the antenna device in the vertical plane, and with the input of the control signal generating unit, proportional to avaemoy angular velocity of the mirror of the antenna device in the horizontal plane. In addition, the information communication line connects the preparation and launch control equipment of the mobile carrier, external to the claimed system, with the informational ninth input of the integrated BSSN CVU, the informational third output of which is connected by the informational communication line with the informational first input of the control system of the four differential ADRs of the mobile carrier.
При этом система управления четырьмя дифференциальными АДР подвижного носителя содержит узел формирования массива сигналов управления и стабилизации подвижного носителя, узел формирования сигналов дифференциального управления четырьмя электродвигателями соответствующих дифференциальных АДР подвижного носителя, четыре датчика сигнала отрицательной обратной связи, узел формирования массива сигналов отрицательной обратной связи. Причем информационный вход узла формирования массива сигналов управления и стабилизации подвижного носителя соединен информационной линией связи с информационным третьим выходом ЦВУ. Информационный выход узла формирования массива сигналов управления и стабилизации подвижного носителя соединен информационной линией связи с информационным входом узла формирования сигналов дифференциального управления четырьмя электродвигателями соответствующих дифференциальных АДР подвижного носителя. Выходы каждого из четырех датчиков сигнала отрицательной обратной связи соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым входом узла формирования массива сигналов отрицательной обратной связи, информационный выход которого соединен информационной линией связи с информационным (десятым) входом ЦВУ.In this case, the control system for four differential ADRs of the mobile carrier comprises a node for generating an array of control and stabilization signals of the mobile carrier, a node for generating differential signals for four electric motors of the corresponding differential ADRs of the mobile carrier, four sensors for a negative feedback signal, and a node for generating an array of negative feedback signals. Moreover, the information input of the node forming the array of control and stabilization signals of the mobile carrier is connected by an information communication line with the information third output of the CVU. The information output of the node for generating an array of control and stabilization signals of the mobile carrier is connected by an information line to the information input of the node for generating differential control signals by four electric motors of the corresponding differential ADRs of the mobile carrier. The outputs of each of the four sensors of the negative feedback signal are connected respectively to the first, second, third, fourth input of the node for generating an array of negative feedback signals, the information output of which is connected by the information line to the information (tenth) input of the CVU.
Сущность изобретения состоит в том, что устройство приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях для осуществления способа характеризуется тем, что оно конструктивно выполнено в виде единого модуля, вмонтированного в оболочку подвижного носителя, и содержит антенное устройство, основание которого жестко установлено внутри модуля. При этом антенное устройство включает в свой состав двухосный карданов подвес, ось вращения наружной рамки которого установлена на шарикоподшипниковых опорах на основании антенного устройства, а ось вращения внутренней рамки которого установлена на шарикоподшипниковых опорах в наружной рамке.The essence of the invention lies in the fact that the device for bringing the antenna mirror into rotary motion in two mutually perpendicular planes for implementing the method is characterized in that it is structurally made in the form of a single module mounted in the shell of a movable carrier, and contains an antenna device, the base of which is rigidly mounted inside module. In this case, the antenna device includes a biaxial gimbal suspension, the axis of rotation of the outer frame of which is mounted on ball bearings on the basis of the antenna device, and the axis of rotation of the inner frame of which is mounted on ball bearings in the outer frame.
С одной стороны наружной рамки установлен конструктивно встроенный электродвигатель, а с другой стороны наружной рамки соосно установлен конструктивно встроенный датчик угла поворота наружной рамки так, что их роторы соответственно жестко закреплены на оси вращения наружной рамки, а их статоры соответственно жестко закреплены в основании антенного устройства.A constructively built-in electric motor is installed on one side of the outer frame, and a structurally built-in sensor of the angle of rotation of the outer frame is coaxially mounted on the other side of the outer frame so that their rotors are respectively rigidly fixed to the axis of rotation of the outer frame, and their stators are respectively rigidly fixed to the base of the antenna device.
При этом с одной стороны внутренней рамки установлен также конструктивно встроенный электродвигатель, а с другой стороны внутренней рамки соосно установлен конструктивно встроенный датчик угла поворота внутренней рамки так, что их роторы соответственно жестко закреплены на оси вращения внутренней рамки, а их статоры соответственно жестко закреплены в наружной рамке двухосного карданова подвеса антенного устройства.Moreover, on the one side of the inner frame, a structurally built-in electric motor is also installed, and on the other side of the inner frame, a constructively built-in sensor for the angle of rotation of the inner frame is coaxially mounted so that their rotors are respectively rigidly fixed to the axis of rotation of the inner frame, and their stators are respectively rigidly fixed to the outer the frame of the biaxial cardan suspension of the antenna device.
Во внутренней рамке двухосного карданова подвеса антенного устройства размещены управляемый трехстепенной гироскоп, двухканальный гироскопический ДУС и три однокомпонентных измерителя соответствующих проекций кажущегося линейного ускорения.In the internal frame of the biaxial cardan suspension of the antenna device, a controlled three-stage gyroscope, a two-channel gyroscopic TLS and three one-component meters of the corresponding projections of the apparent linear acceleration are placed.
На основании антенного устройства установлены электронные узлы гиростабилизации и управления направлением зеркала антенного устройства по углу наклона и по азимуту соответственно.Based on the antenna device, electronic nodes of gyrostabilization and direction control of the mirror of the antenna device are installed in the angle of inclination and in azimuth, respectively.
При этом для обеспечения приведения зеркала в поворотное движение по углу наклона и по азимуту антенное устройство также содержит двухстепенной шарнир, создающий возможность поворота зеркала в двух взаимно перпендикулярных плоскостях относительно облучателя, жестко закрепленного на основании антенного устройства, две тяги механического координатора антенного устройства, кулису, два шарнира Гука для механического соединения кулисы двумя тягами соответственно с двумя шарнирами Гука, установленными на задней поверхности зеркала антенного устройства. Причем на входы электронных узлов гиростабилизации и управления направлением зеркала антенного устройства поступают сигналы с соответствующих выходов управляемого трехстепенного гироскопа. С выхода этих электронных узлов сигналы поступают на соответствующие конструктивно встроенные электродвигатели для поворота соответственно наружной рамки по углу наклона и поворота внутренней рамки по азимуту двухосного карданова подвеса.At the same time, to ensure that the mirror is rotated along the tilt angle and in azimuth, the antenna device also contains a two-stage hinge, which makes it possible to rotate the mirror in two mutually perpendicular planes relative to the irradiator, rigidly fixed to the base of the antenna device, two rods of the mechanical coordinator of the antenna device, the wings, two Hook joints for mechanically connecting the wings to two rods respectively with two Hook joints mounted on the rear surface of the ante mirror device. Moreover, the inputs of the electronic components of gyrostabilization and control the direction of the mirror of the antenna device receive signals from the corresponding outputs of the controlled three-stage gyroscope. From the output of these electronic components, the signals are supplied to the corresponding structurally built-in electric motors for rotation of the outer frame, respectively, in the angle of inclination and rotation of the inner frame in the azimuth of the biaxial cardan suspension.
Сигналы с выходов двух ММГ и с выходов трех ММА, с выходов датчика угла поворота наружной рамки по углу наклона и внутренней рамки по азимуту поступают на соответствующие входы ЦВУ БССН, внешнего по отношению к устройству приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.The signals from the outputs of two MMG and from the outputs of three MMA, from the outputs of the sensor of the angle of rotation of the outer frame in the angle of inclination and the inner frame in azimuth are fed to the corresponding inputs of the CVS BSSN, external to the device for bringing the antenna mirror into rotational motion in two mutually perpendicular planes.
На входы управляемого трехстепенного гироскопа через узел формирования управляющего сигнала задаваемой угловой скорости поворота зеркала в вертикальной плоскости и соответственно через узел формирования управляющего сигнала задаваемой угловой скорости поворота зеркала в горизонтальной плоскости поступают с первого и второго соответственно выходов ЦВУ сигналы управления направлением зеркала антенного устройства.The inputs of the controlled three-stage gyroscope through the node for generating the control signal of the specified angular velocity of rotation of the mirror in the vertical plane and, accordingly, through the node for generating the control signal of the specified angular velocity of rotation of the mirror in the horizontal plane, signals from the first and second CVO outputs, respectively, control signals the direction of the mirror of the antenna device.
Сущность изобретения состоит, кроме того, и в том, что устройство приведения в действие дифференциальных АДР подвижного носителя для осуществления способа характеризуется тем, что содержит четыре независимых идентичных привода соответствующих дифференциальных АДР. При этом каждый привод конструктивно выполнен в виде единого модуля, жестко вмонтированного в оболочку подвижного носителя. Четыре дифференциальных АДР расположены попарно крестообразно на поверхности оболочки подвижного носителя соосно двухосному карданову подвесу устройства приведения зеркала антенного устройства в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и жестко связаны с соответствующими валами каждого привода. Каждый из четырех валов вращается на шарикоподшипниковых опорах в корпусе каждого привода. Причем одна пара противоположно расположенных соосно относительно центра вращения дифференциальных АДР валов направлена вдоль по оси, перпендикулярной к оси, вдоль по которой направлена другая пара противоположно расположенных соосно валов. При этом внутри корпуса каждого привода на соответствующем валу соосно установлены соответственно встроенные электродвигатели и встроенные датчики сигнала отрицательной обратной связи так, что ротор каждого из встроенных электродвигателей и ротор каждого из встроенных датчиков сигнала отрицательной обратной связи жестко закреплены на соответствующих валах каждого привода. Статор каждого из встроенных электродвигателей и статор каждого из встроенных датчиков сигнала отрицательной обратной связи жестко установлены соответственно в корпусе каждого привода дифференциальных АДР. Причем каждый из четырех встроенных электродвигателей приводов дифференциальных АДР через узел формирования сигналов управления четырьмя электродвигателями и каждый из четырех датчиков сигнала отрицательной обратной связи через узел формирования массива сигналов отрицательной обратной связи электрически соединены информационными линиями с ЦВУ БССН, внешним по отношению к заявленному устройству приведения в действие дифференциальных АДР подвижного носителя.The invention consists, moreover, in that the device for actuating the differential ADRs of the movable carrier for implementing the method is characterized in that it contains four independent identical drives of the corresponding differential ADRs. Moreover, each drive is structurally made in the form of a single module, rigidly mounted in the shell of a movable medium. Four differential ADRs are arranged in pairs crosswise on the surface of the shell of the movable carrier coaxially to the biaxial cardan suspension of the device for bringing the mirror of the antenna device into rotational motion in two mutually perpendicular planes and are rigidly connected with the corresponding shafts of each drive. Each of the four shafts rotates on ball bearings in the housing of each drive. Moreover, one pair of differential ADR shafts oppositely located coaxially with respect to the center of rotation is directed along an axis perpendicular to the axis along which another pair of oppositely spaced axially shafts is directed. In this case, respectively, built-in electric motors and built-in negative feedback signal sensors are coaxially mounted inside the housing of each drive on the corresponding shaft so that the rotor of each of the built-in electric motors and the rotor of each of the built-in negative feedback signal sensors are rigidly fixed to the corresponding shafts of each drive. The stator of each of the built-in electric motors and the stator of each of the built-in sensors of the negative feedback signal are rigidly mounted respectively in the housing of each differential ADR drive. Moreover, each of the four built-in electric motors of differential ADR drives through the node for generating control signals for four electric motors and each of the four sensors of the negative feedback signal through the node for generating the array of negative feedback signals are electrically connected by information lines to the BSSN CVU external to the claimed actuation device differential ADR of a mobile carrier.
Введение указанных признаков в способ, систему и устройства для его осуществления обеспечивает управление и стабилизацию подвижного носителя, перемещающегося по заданной траектории, а также подвижного носителя, при этом одновременно вращающегося по крену, вследствие возможности формирования:The introduction of these features in the method, system and device for its implementation provides control and stabilization of a moving carrier moving along a given path, as well as a moving carrier, while simultaneously rotating along a roll, due to the possibility of forming:
- по сигналам, пропорциональным текущим значениям параметров вектора визирования OB, сигналов nг зад и nв зад автономного самонаведения на заданный OB и сигналов стабилизации δг зад, δв зад, δк зад подвижного носителя от аддитивных короткопериодических колебаний относительно своего центра масс в горизонтальной плоскости, в вертикальной плоскости и по крену γ;- the signals proportional to the current value of the vector of sight OB parameter signals n g backside and n ass autonomous homing a predetermined OB and signal stabilization δ g ass, δ ass, δ to the movable carrier back from addition of short oscillations about its center of mass in horizontal plane, vertical plane and roll γ;
- единого на всей траектории перемещения подвижного носителя закона пропорционального самонаведения вследствие возможности определения;- a uniform law of proportional homing on the entire trajectory of moving a mobile carrier due to the possibility of determination;
- длиннопериодических управляющих сигналов, пропорциональных текущим значениям скорости 
- сигналов, пропорциональных текущим значениям параметров вектора 
Кроме того, введение указанных признаков в способ, систему и устройства для его осуществления обеспечивает высокоточное самонаведение подвижного носителя на заданный OB при одновременном решении задачи оптимального построения интегрированной системы управления и стабилизации подвижного носителя, оптимальной компоновки и конструкции ее составных частей в ограниченном объеме размещения в носовой части головного отсека подвижного носителя.In addition, the introduction of these features in the method, system and device for its implementation provides high-precision homing of the mobile carrier to a given OB while solving the problem of optimal construction of an integrated control system and stabilization of the mobile carrier, the optimal layout and design of its components in a limited amount of placement in the bow parts of the head compartment of the movable carrier.
Из уровня техники не выявлены решения, имеющие признаки, совпадающие с отличительными признаками предлагаемых технических решений задачи управления и стабилизации подвижного носителя, построения интегрированной системы управления и стабилизации подвижного носителя, конструкторских решений устройства приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и устройства приведения в действие дифференциальных аэродинамических рулей подвижного носителя.No solutions have been identified from the prior art that have features that match the distinguishing features of the proposed technical solutions for the control and stabilization of a mobile carrier, the construction of an integrated control system and stabilization of a mobile carrier, design solutions for a device for bringing an antenna mirror into rotary motion in two mutually perpendicular planes and a drive device into the action of differential aerodynamic rudders of a movable carrier.
Поэтому предложенные технические решения соответствуют условию изобретательского уровня.Therefore, the proposed technical solutions meet the condition of an inventive step.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где представлены:The invention is illustrated by drawings, which represent:
- на фиг.1 - принятые системы координат;- figure 1 - adopted coordinate system;
- на фиг.2 - положение вектора 
- на фиг.3 - взаимное положение базовой антенной системы координат Oxyz и местной горизонтальной системы координат Оξηζ;- figure 3 is the relative position of the base antenna coordinate system Oxyz and the local horizontal coordinate system Oξηζ;
- на фиг.4 - взаимное положение базовой антенной системы координат Oxyz и связанной системы координат Ox1, y1, z1;- figure 4 - the relative position of the base antenna coordinate system Oxyz and the associated coordinate system Ox 1 , y 1 , z 1 ;
- на фиг.5 - взаимное положение связанной с подвижным носителем системы координат Ox1y1z1 и местной горизонтальной системы координат Oξηζ;- figure 5 - the relative position associated with the movable carrier coordinate system Ox 1 y 1 z 1 and the local horizontal coordinate system Oξηζ;
- на фиг.6 - функционально-структурная схема предлагаемой интегрированной системы управления и стабилизации подвижного носителя;- figure 6 is a functional structural diagram of the proposed integrated control system and stabilization of the mobile carrier;
- на фиг.7 - принципиальная кинематическая схема устройства приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях;- Fig.7 is a schematic kinematic diagram of a device for bringing an antenna mirror into rotational motion in two mutually perpendicular planes;
- на фиг.8 - устройство приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях;- on Fig - a device for bringing the mirror of the antenna into a rotary motion in two mutually perpendicular planes;
- на фиг.9 - механический координатор устройства приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях;- figure 9 is the mechanical coordinator of the device bringing the mirror of the antenna into rotational motion in two mutually perpendicular planes;
- на фиг.10 - устройство приведения в действие дифференциальных аэродинамических рулей подвижного носителя.- figure 10 is a device for actuating differential aerodynamic rudders of a movable carrier.
Предлагаемый способ характеризуется тем, что для обеспечения управления и стабилизации подвижного носителя формируют длиннопериодические управляющие сигналы, пропорциональные задаваемым перегрузкам nг зад и nв зад соответственно в горизонтальной и в вертикальной плоскости, и задаваемые короткопериодические сигналы δг зад, δв зад, δк зад, пропорциональные в общем случае проекциям 
По предлагаемому способу, следовательно, формируют длиннопериодические управляющие сигналы, пропорциональные скорости 
- пеленгов, т.е. угла наклона εн о и азимута εА о, заданного OB относительно основания антенного устройства в связанной системе координат Ox1y1z1 (фиг.4);- bearings, i.e. the angle of inclination ε n o and the azimuth ε A o given by OB relative to the base of the antenna device in the associated coordinate system Ox 1 y 1 z 1 (figure 4);
- наклонной дальности L0 до заданного OB и наклонной скорости 
- рыскания ψо, тангажа ϑo, крена γо подвижного носителя вместе с основанием антенного устройства (фиг.5),- yaw ψ о , pitch ϑ o , roll γ о of the movable carrier together with the base of the antenna device (figure 5),
а также начальные условия выставки инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB, т.е. сигналы, пропорциональные начальным значениям:as well as the initial conditions for the inertial measurement of the parameters of the vector of sight of a given OB, i.e. signals proportional to the initial values:
- проекций Vo ζ, Vo η, Vo ξ вектора 
- декартовых координат ξo(D0), ηo(Н0), ζo подвижного носителя в местной горизонтальной системе координат Оξηζ;- Cartesian coordinates ξ o (D 0 ), η o (Н 0 ), ζ o of the mobile carrier in the local horizontal coordinate system Оξηζ;
- долготы λo и географической широты φо подвижного носителя (фиг.1)- longitudes λ o and geographical latitude φ о of a mobile carrier (figure 1)
и, кроме того, сигналы, пропорциональные необходимым режимным параметрам по дальности, контрольное слово и командное слово.and, in addition, signals proportional to the required operational parameters in range, a control word and a control word.
Сформулированный пакет далее проверяют на отсутствие в нем искажений сигналов. После этого сигналы, характеризующие пакет последовательных информационных слов, преобразуют в параллельную форму для инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB. Затем на борту подвижного носителя преобразуют сигналы, пропорциональные начальным условиям выставки инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB, в сигналы, пропорциональные начальным значениям:The formulated packet is then checked for signal distortion. After that, the signals characterizing the package of sequential information words are converted into a parallel form for inertial measurement of the parameters of the vector of sight of a given OB. Then, on board the mobile carrier, signals are proportional to the initial conditions of the exhibition of inertial measurement of the parameters of the vector of sight of a given OB into signals proportional to the initial values:
- проекций Vo x, Vo y, Vo z вектора 
- углов εг о и εв о визирования заданного OB соответственно в горизонтальной и в вертикальной плоскости в местной горизонтальной системе координат Oξηζ (фиг.1, фиг.3);- the angles ε and ε r of a predetermined OB of sighting respectively in a horizontal and in a vertical plane in the local horizontal coordinate system Oξηζ (1, 3);
- соответствующих eo 1 и eo 2 пространственной угловой координаты 
- направляющих косинусов βo ij (где i, J=1, 2, 3), определяющих начальное взаимное положение базовой антенной системы координат Oxyz и опорной геоцентрической системы координат Сξ0η0ζ0, связанной одной своей осью Сζo с заданным OB, расположенным на земной поверхности (фиг.1).- guide cosines β o ij (where i, J = 1, 2, 3), which determine the initial relative position of the base antenna of the coordinate system Oxyz and the reference geocentric coordinate system Сξ 0 η 0 ζ 0 , connected by one of its axis Сζ o with a given OB, located on the earth's surface (figure 1).
Данные преобразования выполняют согласно следующему алгоритму:These transformations are performed according to the following algorithm:
где ξo=ξmax - начальное значение горизонтальной декартовой координаты заданного OB, т.е. горизонтальная дальность D0 пуска подвижного носителя;where ξ o = ξ max is the initial value of the horizontal Cartesian coordinate of the given OB, i.e. horizontal range D 0 start mobile carrier;
где ζo - начальное значение боковой декартовой координаты заданного OB в горизонтальной плоскости;where ζ o is the initial value of the lateral Cartesian coordinate of a given OB in the horizontal plane;
где ro - начальное значение модуля радиуса-вектора центра масс подвижного носителя, определяющего его положение относительно центра Земли (фиг.1);where r o is the initial value of the modulus of the radius vector of the center of mass of the mobile carrier, which determines its position relative to the center of the Earth (figure 1);
Но=ηo - высота пуска подвижного носителя;H o = η o is the launch height of the movable carrier;
Ro=Rз - радиус земного сфероида в месте нахождения заданного OB;R o = R z is the radius of the terrestrial spheroid at the location of a given OB;
где Lo - начальное значение наклонной дальности до заданного OB в предстартовом положении подвижного носителя;where L o - the initial value of the slant range to a given OB in the pre-launch position of the moving medium;
Р0 - начальное значение полупериметра векторного треугольника, образуемого векторами Lo, Ro, ro;P 0 - the initial value of the semiperimeter of the vector triangle formed by the vectors L o , R o , r o ;
где i, j=1, 2, 3;where i, j = 1, 2, 3;
В момент старта подвижного носителя обновление сигналов начальной информации прекращается, а во время его перемещения по траектории после старта измеряют сигналы, пропорциональные проекциям nхз, nyз, nzз вектора 
где εн з, εA з - углы поворота зеркала антенного устройства по углу наклона и по азимуту соответственно относительно основания антенного устройства; εн и εA - углы поворота линии визирования заданного OB по углу наклона и по азимуту соответственно относительно основания антенного устройства в связанной системе координат Ox1y1z1 (фиг.4);where ε n s , ε A s are the angles of rotation of the mirror of the antenna device by the angle of inclination and azimuth, respectively, relative to the base of the antenna device; ε n and ε A are the angles of rotation of the line of sight of a given OB in the angle of inclination and in azimuth, respectively, with respect to the base of the antenna device in the associated coordinate system Ox 1 y 1 z 1 (Fig. 4);
гдеWhere
т.е.those.
По полученным сигналам с учетом сигналов, определенных и заданных во время предстартовой подготовки подвижного носителя, формируют сигналы, пропорциональные текущим значениям параметров вектора визирования заданного OB, а именно:Based on the received signals, taking into account the signals defined and set during the prelaunch preparation of the mobile carrier, signals are generated that are proportional to the current values of the parameters of the vector of sight of a given OB, namely:
- проекций Vx Vy Vz вектора 
- наклонной дальности L и наклонной скорости 
- составляющих e1 и e2 пространственной угловой координаты 
- направляющих косинусов βij (где i, j=1, 2, 3) текущего взаимного углового положения базовой антенной системы координат Oxyz и опорной геоцентрической системы координат Сξоηоζо, связанной одной своей осью Сζо с заданным OB, расположенным, например, на земной поверхности (фиг.1), согласно следующему алгоритму:- guide cosines β ij (where i, j = 1, 2, 3) of the current mutual angular position of the base antenna coordinate system Oxyz and the reference geocentric coordinate system Сξ о η о ζ о , connected by one of its axis Сζ о with a given OB located, for example, on the earth's surface (figure 1), according to the following algorithm:
где i, j=1, 2, 3, причем Lo=Lmax - дальность пуска подвижного носителя;where i, j = 1, 2, 3, and L o = L max - the launch range of the mobile carrier;
Vo x, Vo y, Vo z, Lo, eo 1, eo 2, βo ij - начальные условия выставки инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB в процессе предстартовой подготовки подвижного носителя к пуску; 
где для случая визирования неподвижного OB R=const и, принимая угловую скорость суточного вращения Земли Ω=const, по теореме Кориолиса имеем:where for the case of sighting a fixed OB R = const and, taking the angular velocity of the Earth's daily rotation Ω = const, by the Coriolis theorem we have:
причемmoreover
где µ есть произведение массы Земли на гравитационную постоянную;where µ is the product of the mass of the Earth and the gravitational constant;
ε=ε(ζ1, η1, ξ1) - составляющая силовой функции поля тяготения Земли, характеризующая ее малое отклонение от сферической формы; ζ1, η1, ξ1 - проекции радиуса-вектора r на оси экваториальной (геоцентрической) системы координат Сζ1η1ξ1 (фиг.1);ε = ε (ζ 1 , η 1 , ξ 1 ) - component of the force function of the Earth's gravitational field, characterizing its small deviation from the spherical shape; ζ 1 , η 1 , ξ 1 - projection of the radius vector r on the axis of the equatorial (geocentric) coordinate system Сζ 1 η 1 ξ 1 (Fig. 1);
По сформированным сигналам, пропорциональным текущим значениям наклонной дальности L и наклонной скорости 
Эти длиннопериодические сигналы преобразуют в управляющие сигналы, пропорциональные задаваемым угловым скоростям поворота зеркала в вертикальной и в горизонтальной плоскости, которыми воздействуют на соответствующие датчики момента управления трехстепенного гироскопа, установленного во внутренней рамке двухосного карданова подвеса антенного устройства, наружная и внутренняя рамки которого шарнирно связаны с зеркалом.These long-period signals are converted into control signals proportional to the specified angular speeds of rotation of the mirror in the vertical and horizontal planes, which affect the corresponding sensors of the control moment of the three-stage gyroscope installed in the inner frame of the biaxial cardan suspension of the antenna device, the outer and inner frames of which are pivotally connected to the mirror .
Под действием длиннопериодических управляющих сигналов создают длиннопериодические возмущающие управляющие моменты, вызывающие моменты гироскопической реакции в опорах осей прецессии соответствующих рамок трехосного карданова подвеса ротора гироскопа. При этом согласно прецессионной теории гироскопа возникает длиннопериодическое прецессионное отклонение соответствующих рамок трехосного карданова подвеса ротора гироскопа с угловой скоростью, близкой по величине к угловой скорости 
При круговом вращении основания антенного устройства вместе с вращающимся по крену подвижным носителем одновременно с формированием длиннопериодических управляющих сигналов формируют сигналы, пропорциональные углу наклона εн з и азимуту εА з заданного OB относительно основания антенного устройства, характеризующиеся амплитудой и частотой короткопериодических колебаний, сдвинутых по фазе на 90 градусов, соответственно наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства и шарнирно связанного с ним зеркала относительно своих осей вращения. Указанные сигналы εн з и εА з регистрируют с помощью датчиков угла поворота соответственно наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства как аддитивные короткопериодические сигналы, которые формируются согласно алгоритму:
при этомwherein
илиor
где Δt - интервал дискретизации, i - инкремент (шаг интегрирования), т.е. при γо=0 получаем 
где 
Рассмотрим теоретические предпосылки, лежащие в основе предлагаемого способа для случая вращающегося по крену подвижного носителя вместе с основанием антенного устройства, содержащего двухосный карданов подвес, несущий во внутренней рамке акселерометры и гироприборы.Consider the theoretical background underlying the proposed method for the case of a rolling carrier rotating along the roll, together with the base of an antenna device containing a biaxial gimbal, supporting accelerometers and gyroscopes in the inner frame.
Принимая во внимание полученные выше соотношения (19), (20), (21), (29), (30), (32), полагая отсутствие колебаний подвижного носителя относительно своего центра масс по рысканию ψ и по тангажу ϑ (фиг.5) и допуская, что сигналы, пропорциональные угловой скорости 
При упомянутых выше условиях сигналы, пропорциональные угловым скоростям 
При этом амплитуды колебаний наружной рамки и внутренней рамки двухосного карданова подвеса антенного устройства соответственно по углу наклона εн max и по азимуту εА max определяются из соотношенийIn this case, the oscillation amplitudes of the outer frame and the inner frame of the biaxial cardan suspension of the antenna device, respectively, according to the inclination angle ε n max and azimuth ε A max are determined from the relations
Из соотношений (33) следует, чтоFrom relations (33) it follows that
причемmoreover
где 
и выражениеand expression
есть уравнение окружности радиусомthere is a circle equation of radius
характеризующее круговое вращение двухосного карданова подвеса, связанного шарнирно с зеркалом, вместе с основанием антенного устройства, установленного жестко внутри корпуса вращающегося по крену подвижного носителя.characterizing the circular rotation of a biaxial cardan suspension, pivotally connected to a mirror, together with the base of an antenna device mounted rigidly inside the housing of a rolling carrier rotating along a roll.
Из выражений (31), (35), (38) следует, чтоFrom the expressions (31), (35), (38) it follows that
Таким образом, при принятых условиях колебания наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства по сравнению с длиннопериодическими отклонениями, обусловленными угловыми скоростями 
Поэтому по предлагаемому способу одновременно с формированием упомянутых выше длиннопериодических сигналов формирует сигналы, характеризующиеся амплитудой εн max и εA max и частотой fγ короткопериодических колебаний, сдвинутых по фазе на 90 градусов, т.е. согласно выражениям (41)Therefore, according to the proposed method, simultaneously with the formation of the aforementioned long-period signals, it generates signals characterized by the amplitude ε n max and ε A max and the frequency f γ of short-period oscillations, 90 degrees out of phase, i.e. according to expressions (41)
наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства и шарнирно связанного с ним зеркала относительно своих осей вращения.the outer and inner frames of the biaxial cardan suspension of the antenna device and a mirror articulated to it relative to its axis of rotation.
Из полученных выше соотношений следует также важный практический вывод, заключающийся в том, что, например, для измерения угловой скоростиFrom the relations obtained above, an important practical conclusion follows, namely, that, for example, for measuring angular velocity
Однако по предлагаемому способу на гироскопические измерители угловой скорости, установленные во внутренней рамке двухосного карданова подвеса антенного устройства, основание которого жестко закреплено внутри корпуса подвижного носителя, вращающегося по крену с угловой скоростью 
воздействует угловая скорость колебания наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса, амплитуда которых определяется соотношением (37). Величина амплитуды зависит, прежде всего, от величины амплитуды угла наклона εн max и азимута εA max; которая существенно зависит согласно соотношениям (35) от величины вертикального угла визирования εв.the angular velocity of the external and internal frames of the biaxial cardan suspension is affected, the amplitude of which is determined by the relation (37). The magnitude of the amplitude depends primarily on the magnitude of the amplitude of the angle of inclination ε n max and azimuth ε A max ; which essentially depends according to relations (35) on the magnitude of the vertical angle of sight ε in .
Так, например, при 
Согласно алгоритмам (29) и (30) амплитуда короткопериодических сигналов, пропорциональных аддитивным короткопериодическим колебаниям наружной рамки по углу наклона и внутренней рамки по азимуту двухосного карданова подвеса антенного устройства и соответствующим им колебаниям угловой скорости их изменения, модулируется более низкой частотой fψ и fϑ колебаний подвижного носителя по рысканию и по тангажу по сравнению с частотой fγ колебания рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства, обусловленной круговым вращением его основания вместе с вращением по крену подвижного носителя.According to algorithms (29) and (30), the amplitude of short-period signals proportional to additive short-period oscillations of the outer frame in the angle of inclination and the inner frame in the azimuth of the biaxial cardan suspension of the antenna device and the corresponding fluctuations in the angular velocity of their change is modulated by a lower frequency f ψ and f ϑ movable carrier oscillations in yaw and in pitch compared with the frequency f γ oscillations frames biaxial gimbal antenna device due to its circular rotation axes Hovhan together with the rotation of the roll of the movable carrier.
Колебания подвижного носителя по рысканию ψ и по тангажу ϑ при одновременном его вращении по крену воздействуют на основание антенного устройства и вызывают аддитивные короткопериодические колебания наружной и внутренней рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства, регистрируемые в виде пропорциональных им аддитивных короткопериодических сигналов, упомянутых выше.Oscillations of the moving carrier by yaw ψ and pitch ϑ while rotating along the roll act on the base of the antenna device and cause additive short-period oscillations of the outer and inner frames of the biaxial cardan suspension of the antenna device, recorded in the form of the proportional additive short-period signals mentioned above.
Аддитивные короткопериодические колебания рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства вызывают аддитивные короткопериодические возмущающие момента, которые, в свою очередь, вызывают момент гироскопической реакции, т.е. гироскопический момент, в опорах осей прецессии соответствующих рамок карданова подвеса ротора гироскопа. При этом согласно прецессионной теории гироскопа возникает короткопериодическое прецессионное отклонение соответствующих рамок карданова подвеса ротора гироскопа с угловыми скоростями, направление вектора которых совпадает с направлением аддитивных короткопериодических возмущающих моментов. Одновременно определяют сигналы, пропорциональные рассогласованию между направлением вектора кинетического момента 
Отработанные аддитивные короткопериодические сигналы εн з, εА з регистрируют. По этим короткопериодическим сигналам, характеризующимся амплитудой и угловой частотой 
Одновременно по зарегистрированным короткопериодическим сигналам также формируют при необходимости короткопериодические сигналы торможения вращения по крену подвижного носителя, сдвинутые по фазе на 90°, пропорциональные короткопериодическим колебаниям рамок двухосного краданова подвеса антенного устройства по углу наклона εн з и по азимуту εА з, а также пропорциональные угловой скорости 
При торможении вращения по крену подвижного носителя, когда сигнал, пропорциональный периоду короткопериодических колебаний рамок двухосного карданова подвеса антенного устройства, превышает величину, пропорциональную пороговому значению, соответствующему угловой скорости вращения по крену подвижного носителя, близкой к нулю, определяют сигнал остановки вращения по крену подвижного носителя антенного устройства.When braking the rotation along the roll of the mobile carrier, when the signal proportional to the period of short-period oscillations of the biaxial cardan suspension of the antenna device exceeds a value proportional to the threshold value corresponding to the angular velocity of rotation along the roll of the mobile carrier close to zero, the stop signal is determined from the roll of the mobile carrier antenna device.
При этом ускоренное торможение вращения подвижного носителя по крену одновременно обеспечивает как формируемыми короткопериодическими сигналами торможения согласно предлагаемому способу, так и аэродинамическими стабилизаторами подвижного носителя. При торможении вращения по крену подвижного носителя одновременно определяют сигналы, пропорциональные углу наклона εн з и азимуту εА з, сигналы, пропорциональные углам визирования в вертикальной εв з и в горизонтальной εг з плоскости и скорости их изменения 
После остановки вращения по крену подвижного носителя одновременно осуществляют стабилизацию текущего направления зеркала и, следовательно, линии (вектора) визирования заданного OB от действующих короткопериодических колебаний подвижного носителя относительно своего центра масс по крену γ, по тангажу ϑ и по рысканию ψ.After stopping rotation along the roll of the movable carrier, they simultaneously stabilize the current direction of the mirror and, therefore, the line (vector) of sight of a given OB from the active short-period oscillations of the movable carrier relative to its center of mass along roll γ, pitch ϑ and yaw ψ.
При этом по сформулированным управляющим длиннопериодическим сигналам, пропорциональным скорости 
При движении по траектории после старта невращающегося или вращающегося по крену подвижного носителя по сигналам, пропорциональным полученным проекциям ωх, ωy, ωz вектора 
Затем по сигналам, полученным согласно алгоритму (45), формируют сигналы, пропорциональные проекциям 
С учетом начальных значений крена γo, тангажа ϑо и рыскания ψо, заданных при предстартовой подготовке подвижного носителя к пуску, определяют короткопериодические сигналы, характеризующие текущие значения крена γ, тангажа ϑ и рыскания ψ и соответственно угловой скорости их изменения согласно алгоритмуTaking into account the initial values of the roll γ o , the pitch ры о and the yaw ψ о , set during the prelaunch preparation of the mobile carrier for launch, short-period signals are determined that characterize the current values of the roll γ, pitch ϑ and yaw ψ and, accordingly, the angular rate of change according to the algorithm
гдеWhere
Далее по полученным сигналам формируют задаваемые короткопериодические сигналы стабилизации подвижного носителя в вертикальной плоскости δв зад и в горизонтальной плоскости δг зад, также по крену δк зад согласно следующему алгоритму:Next, the received signals form the set short-periodical stabilization signals of the mobile carrier in the vertical plane δ in the back and in the horizontal plane δ g back , also according to the roll δ to back according to the following algorithm:
где kϑ, 
По этим короткопериодическим сигналам формируют сигналы, пропорциональные короткопериодическим стабилизирующим моментам, которые подают на вход каждого широкополосного контура стабилизации соответствующих четырех приводов дифференциальных АДР подвижного носителя.These short-period signals generate signals proportional to the short-period stabilizing moments, which are fed to the input of each broadband stabilization circuit of the corresponding four drives of differential ADRs of the mobile carrier.
Одновременно по сигналам, пропорциональным полученным проекциям nx, ny, nz вектора 
По полученным сигналам, пропорциональным текущим значениям:According to the received signals proportional to the current values:
- модуля вектора скорости 
- скорости 
- начальным εг o и εв о и текущим значениям εг и εв углов визирования заданного OB в горизонтальной плоскости и в вертикальной плоскости,- the initial ε g o and ε in about and the current values of ε g and ε in the viewing angles of a given OB in the horizontal plane and in the vertical plane,
формируют управляющие сигналы самонаведения подвижного носителя на заданный OB, пропорциональные заданным перегрузкам соответственно в вертикальной и в горизонтальной плоскости, согласно, например, следующим алгоритмам:form control signals of homing of the mobile carrier to a given OB, proportional to the given overloads, respectively, in the vertical and horizontal plane, according to, for example, the following algorithms:
где кг, кв, 
где no - значение перегрузки, компенсирующей влияние гравитационной составляющей; b1 и b2 - постоянные коэффициенты, определяемые для каждой траектории перемещения подвижного носителя.where n o is the value of the overload, compensating for the influence of the gravitational component; b 1 and b 2 are constant coefficients determined for each trajectory of movement of the moving medium.
Затем полученные сигналы, пропорциональные задаваемым перегрузкам nг зад и nв зад, сравнивают соответственно с измеренными сигналами, пропорциональными согласно соотношениям (49) проекциям nη и nζ вектора 
Предлагаемая система управления и стабилизации подвижного носителя (фиг.6, фиг.7), осуществляющая способ, характеризуется тем, что включает в свой состав интегрированную бортовую систему самонаведения (БССН) 1 и систему управления 2 приводами четырех дифференциальных аэродинамических рулей (АДР) подвижного носителя (фиг.6). При этом БССН 1 содержит антенное устройство 3 и ЦВУ 4. Антенное устройство 3 включает в свой состав зеркало 5 с облучателем 6 и волноводно-коммутирующим устройством, двухосный карданов подвес 7, ось 8 вращения наружной рамки 9 которого установлена на основании 10 антенного устройства 3, а ось 11 вращения внутренней рамки 12 установлена в наружной рамке 9 перпендикулярно к ее оси 8 вращения, электродвигатель 13 поворота наружной рамки 9 двухосного краданова подвеса 7 и электродвигатель 14 поворота внутренней рамки 12 двухосного карданова подвеса 7. Антенное устройство 3 содержит датчик 15 угла поворота наружной рамки 9 двухосного карданова подвеса 7, датчик 16 угла поворота внутренней рамки 12 двухосного карданова подвеса 7 соответственно по углу наклона и по азимуту, а также управляемый трехстепенной гироскоп 17, двухканальный гироскопический датчик угловой скорости 18, три однокомпонентных измерителя 19, 20, 21 соответствующих проекций кажущегося линейного ускорения (фиг.7). Причем управляемый трехстепенной гироскоп 17 установлен во внутренней рамке 12 двухосного карданова подвеса 7 антенного устройства 3 так, что направление вектора кинетического момента 
Зеркало 5 антенного устройства 3 выполнено с возможностью поворота в двух взаимно перпендикулярных плоскостях с помощью двухстепенного шарнира 37 относительно центра излучения облучателя 6, жестко закрепленного на основании 10 антенного устройства 3. При этом зеркало 5 шарнирно соединено тягами 38 39 механического координатора антенного устройства 3 соответственно с наружной рамкой 9 и с внутренней рамкой 12 двухосного карданова подвеса 7 антенного устройства 3 так, что расстояние между каждым из шарниров тяг 38 и 39 на задней поверхности зеркала 5 и его центром вращения равно расстоянию между каждым из шарниров, установленных соответственно на наружной рамке 9 и на внутренней рамке 12 двухосного карданова подвеса 7 антенного устройства 3, и центром вращения этих рамок.The
Антенное устройство включает в свой состав также узел 40 формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала 5 в вертикальной плоскости, и узел 41 формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала 5 в горизонтальной плоскости, и, кроме того, узел 42 масштабирования сигнала, снимаемого с выхода узла 40 формирования управляющего сигнала задаваемой угловой скорости поворота зеркала 5 в вертикальной плоскости, соединенного с входом датчика 29 момента управления направлением поворота наружной рамки 27 трехосного карданова подвеса 23 ротора 22 гироскопа 17. Причем сигнал, снимаемый с выхода узла 42 масштабирования сигнала с выхода узла 40 формирования управляющего сигнала угловой скорости поворота зеркала 5 в вертикальной плоскости, пропорционален проекции вектора абсолютной угловой скорости поворота зеркала 5 антенного устройства 3 на поперечную ось базовой антенной системы координат Oxyz. Выход узла 41 формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала 5 в горизонтальной плоскости, соединен с входом датчика 28 момента управления направлением поворота внутренней рамки 25 трехосного карданова подвеса 23 ротора 22 гироскопа 17.The antenna device also includes a control
Выходы трех однокомпонентных измерителей 19, 20, 21 проекций кажущегося линейного ускорения соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами ЦВУ 4. Выходы двухканального гироскопического ДУС 18 и выход узла 42 масштабирования соединены соответственно с четвертым, пятым и шестым входами ЦВУ 4. Выход датчика 15 угла поворота наружной рамки 9 и выход датчика 16 угла поворота внутренней рамки 12 двухосного карданова подвеса 7 соответственно по углу наклона и по азимуту соединены с седьмым входом и с восьмым входом ЦВУ 4 соответственно. Первый и второй выход ЦВУ 4 соединен соответственно с входом узла 40 формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала 5 в вертикальной плоскости, и с входом узла 41 формирования управляющего сигнала, пропорционального задаваемой угловой скорости поворота зеркала 5 в горизонтальной плоскости. Информационная линия связи 43 соединяет аппаратуру, внешнюю по отношению к заявляемой системе, с информационным девятым входом ЦВУ 4 интегрированной БССН 1. Информационный третий выход ЦВУ 4 соединен информационной линией связи 44 с информационным первым входом системы управления 2 четырех дифференциальных АДР 45, 46, 47, 48 подвижного носителя. При этом система управления 2 четырех дифференциальных АДР 45, 46, 47, 48 подвижного носителя содержит узел 49 формирования массива сигналов управления и стабилизации подвижного носителя, узел 50 формирования сигналов дифференциального управления четырьмя электродвигателями 51, 52, 53, 54 соответствующих дифференциальных АДР 45, 46, 47, 48 подвижного носителя, четыре датчика 55, 56, 57, 58 сигнала отрицательной обратной связи, узел 59 формирования массива сигналов отрицательной обратной связи. Причем информационный вход узла 49 формирования массива сигналов управления и стабилизации подвижного носителя соединен информационной линией связи 44 с информационным третьим выходом ЦВУ 4, информационный выход узла 49 формирования массива сигналов управления и стабилизации подвижного носителя соединен информационной линией связи 60 с информационным входом узла 50 формирования сигналов дифференциального управления четырьмя электродвигателями 51, 52, 53, 54 соответствующих дифференциальных АДР 45, 46, 47, 48 подвижного носителя. Выходы каждого из четырех датчиков 55, 56, 57, 58 сигнала отрицательной обратной связи соединены соответственно с первым, вторым, третьим, четвертым входом узла 59 формирования массива сигналов отрицательной обратной связи, информационный выход которого соединен информационной линией связи 61 с первым информационным выходом системы управления 2 приводами четырех дифференциальных АДР подвижного носителя и далее с информационным десятым входом ЦВУ 4.The outputs of the three one-
Устройство приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях для осуществления заявленного способа управления и стабилизации подвижного носителя характеризуется тем, что оно конструктивно выполнено в виде единого модуля, вмонтированного в оболочку подвижного носителя, и содержит антенное устройство 3, основание 10 которого жестко установлено внутри модуля (фиг.9). При этом антенное устройство 3 включает в свой состав двухосный карданов подвес 7, ось 8 вращения наружной рамки 9 которого установлена на шарикоподшипниковых опорах 62 и 63 на основании 10 антенного устройства 3, а ось 11 вращения внутренней рамки 12 которого установлена на шарикоподшипниковых опорах 64 и 65 в наружной рамке 9. С одной стороны наружной рамки 9 установлен встроенный электродвигатель 13, а с другой стороны наружной рамки 9 соосно установлен встроенный датчик 15 угла поворота наружной рамки 9 так, что их роторы соответственно жестко закреплены на оси 8 вращения наружной рамки 9, а их статоры соответственно жестко закреплены в основании 10 антенного устройства 3. При этом с одной стороны внутренней рамки 12 установлен также встроенный электродвигатель 14, а с другой стороны внутренней рамки 12 соосно установлен встроенный датчик 16 угла поворота внутренней рамки 12 так, что их роторы соответственно жестко закреплены на оси 11 вращения внутренней рамки 12, а их статоры соответственно жестко закреплены в наружной рамке 9 двухосного карданова подвеса 7, во внутренней рамке 12 которого размещены управляемый трехстепенной гироскоп 17, гироскопический двухканальный датчик угловой скорости (ДУС) 18, три однокомпонентных измерителя линейного ускорения 19, 20, 21. На основании 10 антенного устройства 3 установлены электронные узлы 33 и 34 гиростабилизации и управления направлением зеркала 5 антенного устройства 3 по углу наклона и по азимуту соответственно. Для обеспечения приведения зеркала 5 в поворотное движение по углу наклона и по азимуту антенное устройство 3 также содержит двухстепенной шарнир 37, создающий возможность вращения зеркала 5 двух взаимно перпендикулярных плоскостях относительно облучателя 6, жестко закрепленного на основании 10 антенного устройства 3, две тяги 38 и 39 механического координатора антенного устройства 3, кулису 66, два шарнира Гука 67 и 68 для механического соединения кулисы 66 двумя тягами 38 и 39 соответственно с двумя шарнирами Гука 69 и 70, установленными на задней поверхности зеркала 5 антенного устройства 3 (фиг.9). Причем на входы узлов 33 и 34 гиростабилизации и управления направлением зеркала 5 антенного устройства 3 поступают сигналы с соответствующих выходов управляемого трехстепенного гироскопа 17, а с выходов этих узлов 33 и 34 сигналы поступают на соответствующие встроенные электродвигатели 13 и 14 для поворота соответственно наружной рамки 9 по углу наклона и поворота внутренней рамки 12 по азимуту двухосного карданова подвеса 7. Сигналы с выходов двухканального гироскопического ДУС 18 и трех однокомпонентных измерителей линейного ускорения 19, 20, 21, с выходов датчиков 15 и 16 угла поворота наружной рамки 9 по углу наклона и внутренней рамки 12 по азимуту поступают на соответствующие входы внешнего ЦВУ 4 БССН 1. На входы управляемого трехстепенного гироскопа 17 поступают с соответствующих выходов ЦВУ 4 сигналы управления направлением зеркала 5 антенного устройства 3.A device for bringing the antenna mirror into rotary motion in two mutually perpendicular planes for implementing the claimed method of controlling and stabilizing the movable carrier is characterized in that it is structurally designed as a single module mounted in the shell of the movable carrier and contains an
Устройство приведения в действие дифференциальных аэродинамических рулей (АДР) подвижного носителя для осуществления заявленного способа управления и стабилизации подвижного носителя характеризуется тем, что оно содержит четыре независимых идентичных привода соответствующих дифференциальных АДР 45, 46, 47, 48 (фиг.10). Каждый привод конструктивно выполнен в виде единого модуля, жестко вмонтированного в оболочку подвижного носителя. При этом четыре дифференциальных АДР 45, 46, 47, 48 расположены попарно крестообразно на поверхности оболочки подвижного носителя и жестко связаны с соответствующими валами 73, 74, 75, 76 каждого привода, вращающимися на шарикоподшипниковых опорах 77 в корпусе 71 каждого привода. Причем одна пара противоположно расположенных соосно относительно центра вращения дифференциальных АДР валов 73 и 75 направлена вдоль по оси, перпендикулярной к оси, вдоль по которой направлена другая пара противоположно расположенных соосно валов 74 и 76. Внутри корпуса 71 каждого привода на соответствующем валу 73, 74, 75, 76 соосно установлены соответственно встроенные электродвигатели 51, 52, 53, 54 и встроенные датчики 55, 56, 57, 58 сигнала отрицательной обратной связи так, что ротор 72 каждого их встроенных электродвигателей 51, 52, 53, 54 и ротор 79 каждого из встроенных датчиков 55, 56, 57, 58 сигнала отрицательной обратной связи жестко закреплены на соответствующих валах 73, 74, 75, 76 каждого привода. Статор 78 каждого из встроенных электродвигателей 51, 52, 53, 54 и статор 80 каждого из встроенных датчиков 55, 56, 57, 58 сигнала отрицательной обратной связи жестко установлены соответственно на корпусе 71 каждого привода дифференциальных АДР 45, 46, 47, 48. При этом каждый из четырех встроенных электродвигателей 51, 52, 53, 54 приводов дифференциальных АДР 45, 46, 47, 48 через узел 50 формирования сигналов управления четырьмя электродвигателями 51, 52, 53, 54 и каждый из четырех датчиков 55, 56, 57, 58 сигнала отрицательной обратной связи через узел 59 формирования массива сигналов отрицательной обратной связи электрически соединены информационными линиями с ЦВУ 4 БССН 1.A device for actuating differential aerodynamic rudders (ADRs) of a movable carrier for implementing the inventive method for controlling and stabilizing a movable carrier is characterized in that it comprises four independent identical drives of the corresponding
Предлагаемые способ управления и стабилизации подвижного носителя, интегрированная система и устройства для его осуществления обеспечивают формирование сигналов управления и стабилизации подвижного носителя, а также и подвижного носителя, вращающегося по крену, вследствие того что система управления и стабилизации содержит двухосный карданов подвес 7 антенного устройства 3 (фиг.6 и фиг.7), кинематическая схема которого позволяет разместить во внутренней рамке 12 двухосного карданова подвеса 7, шарнирно связанного с зеркалом 5 антенного устройства 3, управляемый трехстепенной гироскоп 17, являющийся чувствительным и исполнительным элементом следящего гиропривода антенного устройства 3, а также одновременно чувствительным элементом инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB. При современной элементной базе на основе технологии изготовления микроэлектромеханических систем (МЭМС) функции гироскопического двухканального ДУС 18 могут быть выполнены двумя твердотельными однокомпонентными микромеханическими гироскопами (ММГ), а в качестве трех однокомпонентных измерителей линейного ускорения 19, 20, 21 могут быть использованы три твердотельных однокомпонентных микромеханических акселерометра (ММА), что позволяет разместить их соответствующим образом во внутренней рамке 12 двухосного карданова подвеса 7.The proposed method for controlling and stabilizing the mobile carrier, the integrated system and devices for its implementation provide the formation of control and stabilization signals of the mobile carrier, as well as the mobile carrier rotating along the roll, because the control and stabilization system contains a
При перемещении подвижного носителя по сигналам указанных гироинерциальных датчиков 19, 20, 21, 17, 18, пропорциональным первичной информации о проекциях nx, ny, nz вектора 
При реализации в ЦВУ 4 алгоритмов (22), (23) выполняется в замкнутом контуре инерциального автосопровождения заданного OB функция инерциального дискриминатора сигналов рассогласования (ошибки):When 4 algorithms (22), (23) are implemented in the CVU, the inertial discriminator of the error signals (errors) is performed in a closed loop of inertial auto tracking of a given OB:
- по дальности ΔL между первоначально заданной наклонной дальностью Lo и счисляемым текущим значением наклонной дальности L сближения подвижного носителя с заданным OB;- in range ΔL between the initially specified inclined range L o and the reckoning current value of the inclined range L of the approaching mobile carrier with a given OB;
- по направлению, т.е. составляющих e1 и е2 пространственной угловой координаты 
Следовательно, сигналы рассогласования e1 и е2, а также ΔL имеют единую отсчетную базу и идентичны соответствующим сигналам рассогласования между направлением линии визирования антенны, т.е. максимума диаграммы направленности излучаемой электромагнитной энергии, и направлением на облучаемый зондирующими сигналами OB, определяемым угловым дискриминатором в замкнутых контурах радиолокационного автосопровождения OB по направлению, а также соответственно сигналу рассогласования, определяемому временным дискриминатором в замкнутом контуре радиолокационного автосопровождения OB по дальности.Therefore, the mismatch signals e 1 and e 2 , as well as ΔL, have a single reference base and are identical to the corresponding mismatch signals between the direction of the antenna line of sight, i.e. the maximum of the radiation pattern of the emitted electromagnetic energy, and the direction of the OB irradiated by the probing signals, determined by the angular discriminator in the closed loops of the OB radar auto tracking, as well as the mismatch signal determined by the temporary discriminator in the closed loop of the OB radar auto tracking
Вследствие этого реализуется в интегрированной системе управления и стабилизации подвижного носителя, осуществляющей заявленный способ, оптимальная схема комплексирования информации соответственно угловых инерциального и радиолокационного дискриминаторов, а также информации инерциального дискриминатора и информации радиолокационного временного дискриминатора в комплексированных контурах автосопровождения OB. При этом обеспечивается существенное повышение динамической точности (приблизительно в 10 раз) за счет выполнения условия инвариантности динамической ошибки в интегрированной комплексированной БССН 1 к траекторным изменениям входного сигнала и ее помехоустойчивость за счет сужения полосы пропускания комплексированных контуров автосопровождения OB.As a result of this, the optimal method for combining information of angular inertial and radar discriminators, as well as information of the inertial discriminator and information of the radar temporary discriminator in integrated OB auto-tracking loops, is implemented in an integrated control and stabilization system for a mobile carrier that implements the claimed method. This provides a significant increase in dynamic accuracy (approximately 10 times) due to the fulfillment of the dynamic error invariance condition in the integrated
Кроме того, обеспечивается реализация в интегрированной системе управления и стабилизации подвижного носителя, осуществляющей заявленный способ, единого закона управления (50) на всей траектории перемещения подвижного носителя по направлению к OB.In addition, it provides the implementation in an integrated control and stabilization system of a mobile carrier implementing the claimed method of a single control law (50) along the entire trajectory of movement of the mobile carrier towards OB.
В заявленном способе, интегрированной системе и устройствах для его осуществления решена задача инерциального управления направлением, стабилизированным от аддитивных короткопериодических возмущающих колебаний, зеркала 5 антенного устройства 3 при круговом вращении его основания 10 вместе с вращающимся по крену подвижным носителем.In the inventive method, an integrated system and devices for its implementation, the problem of inertial direction control stabilized from additive short-period disturbing oscillations, mirrors 5 of the
При этом также решена задача формирования сигналов инерциального управления подвижным носителем антенного устройства 3 БССН 1, вращающимся по крену и перемещающимся по траектории, определяемой предстартовым назначением OB и начальными условиями выставки инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB.At the same time, the task of generating inertial control signals for the mobile carrier of the
Одновременно обеспечивается стабилизация направления зеркала 5 антенного устройства 3 на OB при круговом вращении основания 10 антенного устройства 3, установленного жестко внутри корпуса вращающегося по крену подвижного носителя. Это достигается вследствие того, что предложенная кинематическая схема (фиг.6, фиг.7) антенного устройства 3 реализует свойство двухосного карданова подвеса 7 (фиг.6) при круговом вращении основания 10 антенного устройства 3 преобразовывать это вращение в два ортогональных колебания наружной 9 и внутренней 12 рамок двухосного карданова подвеса 7, сдвинутых по фазе на 90 градусов. При этом информация управляемого трехстепенного гироскопа 17, установленного во внутренней рамке 12 двухосного карданова подвеса 7, а также узлы 33 и 34 гиростабилизации и управления направлением зеркала 5 антенного устройства 3 на заданный OB соответственно по углу наклона и по азимуту и устройство приведения зеркала 5 антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, осуществляющее заявленный способ управления и стабилизации подвижного носителя, обеспечивают при круговом вращении основания 10 антенного устройства 3 вместе с вращающимся по крену подвижным носителем удержание (стабилизацию) задаваемого направления вектора (линии) визирования на заданный OB при наличии колебаний подвижного носителя по тангажу и по рысканию.At the same time, stabilization of the direction of the
Указанная стабилизация при необходимости обеспечивается одновременно с торможением вращения по крену подвижного носителя, причем с одновременным формированием сигналов управления и стабилизации подвижного носителя с подачей их на соответствующие входы устройства приведения в действие дифференциальных АДР подвижного носителя, осуществляющего способ управления и стабилизации подвижного носителя.The specified stabilization, if necessary, is provided simultaneously with braking of rotation along the roll of the movable carrier, and at the same time with the formation of control signals and stabilization of the movable carrier with their supply to the corresponding inputs of the differential drive ADR of the movable carrier, which implements the method of control and stabilization of the movable carrier.
Таким образом, в предлагаемой интегрированной системе управления и стабилизации подвижного носителя, реализующей заявленный способ, на основе инерциального измерения параметров вектора визирования заданного OB решена задача инерциального управления направлением, стабилизированным от аддитивных короткопериодических возмущающих колебаний, вектора (линии) визирования антенного устройства при круговом вращении его основания вместе с вращающимся по крену подвижным носителем. При этом решается задача управления и стабилизации подвижного носителя на всей траектории его движения в направлении заданной OB.Thus, in the proposed integrated control and stabilization system of a mobile carrier that implements the claimed method, on the basis of inertial measurement of the parameters of the vector of sight of a given OB, the problem of inertial control of the direction stabilized from additive short-period perturbing oscillations, the vector (line) of sight of the antenna device with its circular rotation bases together with a rolling carrier moving along the roll. In this case, the problem of controlling and stabilizing the mobile carrier on the entire trajectory of its movement in the direction of a given OB is solved.
В устройстве приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и в устройстве приведения в действие дифференциальных АДР подвижного носителя исполнительные элементы (соответственно двухосный карданов подвес антенного устройства, несущий во внутренней рамке акселерометры и гироприборы, и дифференциальные АДР), соответствующие электродвигатели и датчики угла отработки закреплены и расположены на одной оси и соответственно на одном валу привода АДР. Вследствие этого ошибки положения минимальны и определяются конструктивно только эксцентриситетами осей и валов при практически ограниченных углах поворота исполнительных элементов.In the device for bringing the antenna mirrors into rotary motion in two mutually perpendicular planes and in the device for actuating the differential ADRs of the mobile carrier, the actuating elements (respectively, the biaxial cardan mount of the antenna device, carrying accelerometers and gyroscopes, and differential ADRs in the internal frame), the corresponding electric motors and sensors working angles are fixed and located on the same axis and, accordingly, on the same ADR drive shaft. As a result of this, the position errors are minimal and are structurally determined only by the eccentricities of the axes and shafts with practically limited rotation angles of the actuating elements.
Устройство приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и устройство приведения в действие дифференциальных АДР подвижного носителя для осуществления заявленного способа конструктивно выполнены в виде модулей, жестко вмонтированных в оболочку подвижного носителя. При этом электромеханические узлы упомянутых устройств сконструированы на основе синхронных электродвигателей встраиваемого исполнения с постоянными магнитами на роторе серии ДБМ (двигатели бесконтактные моментные) и датчиков угла поворота осей рамок двухосного карданова подвеса устройства приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и датчиков угла поворота валов устройства приведения в действие дифференциальных АДР подвижного носителя.The device for bringing the antenna mirror into rotary motion in two mutually perpendicular planes and the device for actuating the differential ADRs of the movable carrier for implementing the inventive method are structurally made in the form of modules rigidly mounted in the shell of the movable carrier. At the same time, the electromechanical units of the mentioned devices are constructed on the basis of built-in synchronous electric motors with permanent magnets on the DBM series rotor (non-contact torque motors) and angle sensors of the axes of the frames of the biaxial cardan suspension of the device for bringing the antenna mirrors into rotational motion in two mutually perpendicular planes and angle sensors shafts of the device for actuating differential ADRs of a movable carrier.
Предлагаемые устройство приведения зеркала антенны в поворотное движение в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и устройство приведения в действие дифференциальных АДР подвижного носителя обеспечивают возможность применения в качестве датчиков положения ротора упомянутых выше электродвигателей вращающиеся трансформаторы типа редуктосин, или пристраиваемые датчики типа ПИМ, или фотодатчики, или кодовые датчики любого типа.The proposed device for driving the antenna mirror into rotary motion in two mutually perpendicular planes and the device for actuating differential ADRs of the movable carrier provide the possibility of using rotodtosin type transformers, or PIM type sensors, or photo sensors or code sensors as rotor position sensors any type.
Предлагаемые устройства приведения, осуществляющие завяленный способ, обеспечивают также следующие возможности:The proposed casting devices that implement the wilted method also provide the following features:
- встраиваемости элементов, исключения зазоров и кинематических ошибок;- embeddability of elements, elimination of gaps and kinematic errors;
- их интенсивного использования (т.е. отсутствия номинальных режимов, длительного функционирования в любом режиме, непрерывного и при необходимости дискретного управления, неограниченной частоты реверса и момента инерции нагрузки);- their intensive use (i.e., the absence of nominal modes, continuous operation in any mode, continuous and, if necessary, discrete control, unlimited reverse frequency and moment of inertia of the load);
- многофункциональности (т.е. работы в режимах управления синхронным и при необходимости шаговым и вентильным двигателем);- multifunctionality (i.e. work in control modes of a synchronous and, if necessary, stepper and valve motors);
- модульного принципа построения;- modular construction principle;
- применения в безредукторных системах управления;- applications in gearless control systems;
- повышения жесткости и резонансной частоты;- increase stiffness and resonant frequency;
- высокой линейности и быстродействия;- high linearity and speed;
- уменьшения износа;- reduction of wear;
- снижения шума;- noise reduction;
- соосной установки нескольких электродвигателей и датчиков угла поворота выходной оси или вала, а также датчиков сигнала отработки и обратной связи в системе управления;- coaxial installation of several electric motors and sensors of the angle of rotation of the output axis or shaft, as well as sensors of the working off signal and feedback in the control system;
- введения тахометрической обратной связи без отдельного тахогенератора;- introduction of tachometric feedback without a separate tachogenerator;
- единого информационного обеспечения от датчика угла обратной связи;- a single information support from the feedback angle sensor;
- устранения регламентных работ;- elimination of routine maintenance;
- снижения стоимости изготовления и эксплуатации.- reducing the cost of manufacture and operation.
Кроме того, предлагаемые устройства обеспечивают осуществление заявленного способа вследствие высокоточных и быстродействующих отработки сигналов управления и стабилизации направления линии (вектора) визирования заданного OB и отработки сигналов управления и стабилизации подвижного носителя с одновременным регулированием скорости поворота осей и валов с высокой точностью.In addition, the proposed devices provide the implementation of the claimed method due to the high-precision and high-speed refinement of control signals and stabilization of the direction of the line (vector) of the line of sight of a given OB and refinement of control signals and stabilization of the mobile carrier with simultaneous adjustment of the speed of rotation of the axes and shafts with high accuracy.
Устройство приведения в действие дифференциальных АДР подвижного носителя содержит четыре независимых идентичных привода соответствующих дифференциальных АДР. Каждый привод конструктивно выполнен в виде единого модуля, жестко вмонтирован в оболочку головного отсека подвижного носителя. Вследствие этого обеспечивается реализация конструкторских решений на основе магистрально-модульного принципа практического осуществления заявленного способа. При этом решается задача оптимальной конструктивной компоновки по минимально возможным массогабаритным характеристикам и удобство эксплуатации системы и устройств, осуществляющих заявленный способ, в предельно ограниченном объеме головного отсека подвижного носителя.The device for actuating the differential ADRs of the mobile carrier comprises four independent identical drives of the corresponding differential ADRs. Each drive is structurally designed as a single module, rigidly mounted in the shell of the head compartment of the movable carrier. As a result, the implementation of design solutions based on the main-modular principle of the practical implementation of the claimed method is ensured. This solves the problem of optimal structural layout for the smallest possible weight and size characteristics and ease of operation of the system and devices implementing the claimed method in an extremely limited volume of the head compartment of the movable carrier.
Достоинством заявленного технического решения является исключение необходимости использования в комплексе бортового аппаратного оснащения подвижного носителя дорогостоящих традиционной системы инерциальной навигации (в том числе и бесплатформенной) и радиовысотомера, вследствие чего освобождается существенный объем (штатный отсек управления) подвижного носителя.The advantage of the claimed technical solution is the elimination of the need to use in the complex on-board hardware of the mobile carrier expensive traditional inertial navigation system (including strapdown) and a radio altimeter, as a result of which a significant amount (regular control compartment) of the mobile carrier is freed.
Результаты проведенных исследований и математического моделирования подтверждают реализуемость заявленного способа, системы и устройств для его осуществления и достижение положительного эффекта:The results of studies and mathematical modeling confirm the feasibility of the claimed method, system and devices for its implementation and the achievement of a positive effect:
- обеспечение повышенной точности инерциального управления направлением зеркала антенны на первоначально заданный OB на автономном участке самонаведения подвижного носителя,- providing increased accuracy of inertial control of the direction of the antenna mirror to the initially specified OB in the autonomous homing section of the mobile carrier,
- высокоточное самонаведение подвижного носителя на заданный OB, в том числе вращающегося по крену,- high-precision homing of a mobile carrier on a given OB, including rolling along a roll,
- минимально возможные массогабаритные характеристики аппаратуры системы управления и стабилизации, предназначенной для оснащения подвижных носителей различного назначения.- the smallest possible weight and size characteristics of the equipment of the control and stabilization system, designed to equip mobile carriers for various purposes.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009133042/28A RU2423658C2 (en) | 2009-09-02 | 2009-09-02 | Method of controlling and stabilising mobile carrier, integrated system, device for turning antenna reflector in two mutually-perpendicular planes and device for actuating differential aerodynamic controllers for realising said method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009133042/28A RU2423658C2 (en) | 2009-09-02 | 2009-09-02 | Method of controlling and stabilising mobile carrier, integrated system, device for turning antenna reflector in two mutually-perpendicular planes and device for actuating differential aerodynamic controllers for realising said method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009133042A RU2009133042A (en) | 2011-03-10 |
| RU2423658C2 true RU2423658C2 (en) | 2011-07-10 |
Family
ID=44740507
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009133042/28A RU2423658C2 (en) | 2009-09-02 | 2009-09-02 | Method of controlling and stabilising mobile carrier, integrated system, device for turning antenna reflector in two mutually-perpendicular planes and device for actuating differential aerodynamic controllers for realising said method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2423658C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2488137C2 (en) * | 2011-10-25 | 2013-07-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" | Method for integrating direction finding signals of viewing object of inertial and radar discriminators and system for realising said method |
| RU2498192C2 (en) * | 2011-12-29 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Principle of optic beam guidance of missile launching from mobile carrier |
| RU2514606C2 (en) * | 2012-07-17 | 2014-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control commands on rocket rotating on banking angle, rocket control system, method of measuring banking angle on rocket, gyroscopic device for measuring banking angle, method of generating sine and cosine signals on rocket rotating on banking angle, and sine-cosine rocket control system generator |
| RU2778583C1 (en) * | 2021-08-19 | 2022-08-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method for orienting an aerial vehicle with an optical homing head |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116026330B (en) * | 2023-03-30 | 2023-06-16 | 中国船舶集团有限公司第七〇七研究所 | Triaxial rotary frame moment applying method and system based on optical fiber gyro digital signals |
| CN117369529B (en) * | 2023-12-06 | 2024-02-20 | 常州丰飞智控科技有限公司 | Unmanned aerial vehicle's roll gesture stable system |
-
2009
- 2009-09-02 RU RU2009133042/28A patent/RU2423658C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2488137C2 (en) * | 2011-10-25 | 2013-07-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" | Method for integrating direction finding signals of viewing object of inertial and radar discriminators and system for realising said method |
| RU2498192C2 (en) * | 2011-12-29 | 2013-11-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Principle of optic beam guidance of missile launching from mobile carrier |
| RU2514606C2 (en) * | 2012-07-17 | 2014-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of generating control commands on rocket rotating on banking angle, rocket control system, method of measuring banking angle on rocket, gyroscopic device for measuring banking angle, method of generating sine and cosine signals on rocket rotating on banking angle, and sine-cosine rocket control system generator |
| RU2778583C1 (en) * | 2021-08-19 | 2022-08-22 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method for orienting an aerial vehicle with an optical homing head |
| RU2798209C1 (en) * | 2022-11-21 | 2023-06-19 | Акционерное общество "Государственное научно-производственное предприятие "Регион" (АО "ГНПП "Регион") | Method for autonomous positioning of free-platform navigation system in the process of controlled object exit from dive after water touchdown |
| RU2810677C1 (en) * | 2023-06-06 | 2023-12-28 | Акционерное общество "Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" имени академика П.Д.Грушина | Device for changing the orientation of the field of view of a missile homing head |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009133042A (en) | 2011-03-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Kim et al. | Automatic mass balancing of air-bearing-based three-axis rotational spacecraft simulator | |
| EP3105492B1 (en) | Platform stabilization system | |
| US7548835B2 (en) | Method and system for integrated inertial stabilization mechanism | |
| CN111099045B (en) | Full physical simulation method for double super satellite dynamics and control air floatation platform | |
| CA1141008A (en) | Autonomous navigation system | |
| US8146401B2 (en) | Method and apparatus for in-flight calibration of gyroscope using magnetometer reference | |
| RU2423658C2 (en) | Method of controlling and stabilising mobile carrier, integrated system, device for turning antenna reflector in two mutually-perpendicular planes and device for actuating differential aerodynamic controllers for realising said method | |
| Ilg | Guidance, navigation, and control for munitions a thesis submitted to the faculty of | |
| Brake | Control system development for small uav gimbal | |
| US5988562A (en) | System and method for determining the angular orientation of a body moving in object space | |
| Dziopa et al. | An analysis of the dynamics of a launcher-missile system on a moveable base | |
| IL279694B1 (en) | Systems and methods for payload stabilization | |
| RU2387056C2 (en) | Method to generate signals for inertial control over direction of antenna mirror towards stationary object of sighting with simultaneous generation of signals of independent self-guidance of movable object towards stationary object of signting during rotation of antenna base rigidly fixed inside stationary carrier housing spinning in bank and system to this end | |
| Kim et al. | Acquisition, tracking, and pointing technology development for bifocal relay mirror spacecraft | |
| RU2498193C2 (en) | Method of inertial auto-tracking of specified object of viewing and system for its implementation | |
| Locke et al. | High-performance two-axis gimbal system for free space laser communications onboard unmanned aircraft systems | |
| US20200216166A1 (en) | Terminal Approach Angle Guidance for Unpowered Vehicles | |
| Mueller | A history of inertial guidance | |
| Vodicheva et al. | A Technique for Initial Self-Alignment of a Strapdown INS for Space Launch Vehicles | |
| Liu et al. | Line-of-Sight Stabilization and Reconstruction of Yaw-Pitch Seeker Installed on Rotating Platform | |
| US20240219159A1 (en) | High speed actuation systems | |
| US20240083604A1 (en) | Dynamic drive | |
| Pisano et al. | Low-cost uav avionics for autonomous antenna calibration | |
| de Celis et al. | Adaptive Navigation, Guidance and Control Techniques Applied to Ballistic Projectiles and Rockets | |
| Ibrahim | Study and Analyze the Attitude Determination and Control Subsystem ADCS of a Small Remote Sensing Satellite |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150903 |