RU2659622C1 - Rotating along the roll angle with direction gyroscope to the target acquisition zone by the homing head rocket outputting method and system for its implementation - Google Patents

Abstract

FIELD: rocket equipment.

SUBSTANCE: invention relates to the control systems, in particular to rocket equipment with homing heads, and can be used in guided weapon systems located on the aerial delivery vehicles. In the rotating along the roll angle with direction gyroscope to the target acquisition zone by the homing head rocket outputting method, including the transport-launch container orientation before the missile launching relative to the target line of sight at given angles ϕ_H, θ_H, uncaging the direction gyroscope before the missile lift-off, missile longitudinal axis deviations on the yaw and pitch angles measurement relative to the memorized in the moment of its position direction gyroscope uncaging during the missile flight and the control commands generation to the actuator in proportion to the measured angular deviations before the target acquisition by the homing head, in addition, during the missile launching preparation process, measuring the carrier roll angle and the target line of sight angles relative to the associated with the carrier coordinates system, and at the time of the direction gyroscope uncaging, memorizing the carrier roll angle γ_H0 and the target line of sight angles ϕ_Y0, ϕ_Z0, calculating the transport-launch container orientation errors relative to the predetermined direction, generating the transport-launch container orientation errors correction signals U_Δθ, U_Δϕ and command of the missile programmed turn in the vertical plane and summarizing them with the missile measured deviations by the yaw and pitch angles. To implement the method, introduced are memory device, by its five inputs connected to the corresponding on-board digital computer five outputs, the first and second functional converters, which inputs are connected to the memory device first and second outputs, respectively, phase shifter, which first and second inputs are connected to the first and second functional converters outputs, respectively, phase shifter third input is connected to the on-board digital computer sixth output, and the phase shifter first and second outputs are connected to the commands generation unit fourth and fifth inputs, respectively, which first, second and third outputs are connected to the commands generator sixth, seventh and eighth inputs, respectively, in-series connected gyro-coordinator with the roll angle sensor and the modulation signals generator, which first and second outputs are connected to the actuator third and fourth inputs, respectively, and to the control commands generator ninth and tenth inputs, respectively, which eleventh input is connected to the direction gyroscope second output, and the control commands generator third and fourth outputs are connected to the homing head first and second inputs, respectively.

EFFECT: increase in the reliability based on the targets hitting increased probability with ensuring the missiles with the direction gyroscope output to the located at long ranges targets emission homing head acquisition zone high accuracy, due to the transport-launch container relative to the target line of sight orientation errors calculation and their subsequent compensation.

3 cl, 3 dwg

Description

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия и ракетной, артиллерийской технике с головками самонаведения (ГСН) и может использоваться в комплексах управляемого вооружения для поражения одиночных и групповых подвижных и неподвижных наземных, надводных и воздушных целей, пунктов управления, огневых средств и других важных малоразмерных целей.The proposed group of inventions relates to military equipment, in particular to guided weapon systems and rocket, artillery equipment with homing heads (GOS) and can be used in guided weapon systems to engage single and group mobile and stationary ground, surface and air targets, control centers, fire weapons and other important small-sized targets.

В настоящее время стоят задачи обеспечения доставки боеприпаса на большую дальность с обеспечением высокой точности попадания в цель. В связи с этим проводятся работы в области создания противотанковых ракетных комплексов (ПТРК) большой дальности третьего поколения. ПТРК этого типа должны иметь: вероятность поражения цели одной ракетой не менее 0.5-0.7 благодаря оснащению их более эффективными головками самонаведения и боевыми частями, автоматизированную систему управления ракетой, позволяющую реализовать концепцию "выстрелил и забыл", высокую степень технической готовности, простоту обслуживания за счет модульности узлов и агрегатов, а также встроенной аппаратуры диагностики.Currently, the tasks are to ensure the delivery of ammunition over a long range with high accuracy of hitting the target. In this regard, work is underway in the field of creating anti-tank missile systems (ATGMs) of the long range of the third generation. ATGMs of this type should have: the probability of hitting a target with one missile is not less than 0.5-0.7 due to equipping them with more efficient homing heads and warheads, an automated missile control system that allows implementing the “shot and forget” concept, a high degree of technical readiness, and ease of maintenance due to modularity of units and assemblies, as well as built-in diagnostic equipment.

Известен способ наведения снаряда по радиолучу, при котором радиолокационная станция, создающая радиолуч, направленный на цель, располагается на пункте управления снарядом (Ю.П. Доброленский, В.И. Иванова, Г.С. Поспелов, Автоматика управляемых снарядов, М., Оборонгиз, 1963 г., с. 139-148, [1]).A known method of pointing a projectile at a radio beam, in which a radar station that creates a radio beam aimed at the target, is located at the projectile control point (Yu.P. Dobrolensky, V.I. Ivanova, G.S. Pospelov, Automation of guided missiles, M., Oborongiz, 1963, pp. 139-148, [1]).

На снаряде находится радиоприемник, воспринимающий сигналы радиолокационного передатчика пункта управления. Этот приемник является измерительным устройством, определяющим величину и направление отклонения снаряда от оси равносигнальной зоны в системе координат, связанной с этой зоной. С выхода приемника сигнал управления поступает в бортовую систему управления снарядом. При повороте рулей снаряда создается управляющая сила, возвращающая снаряд на ось радиолуча. В результате снаряд будет двигаться по радиолучу. Основными преимуществами систем управления по лучу являются большая дальность действия, сравнительная простота (меньшая сложность бортовой аппаратуры для создания управляющих сигналов). В то же время основными недостатками системы наведения по лучу являются недостаточная точность при больших дальностях между пунктом управления и снарядом, необходимость непрерывного участия пункта управления в процессе наведения снаряда. При увеличении дальности наличие угловой ошибки в направлении оси радиолуча приводит к увеличению линейного отклонения этой оси от центра цели. Второй недостаток становится существенным, например, в случае наведения снарядов воздух-воздух. Необходимость непрерывного сопровождения цели локатором, установленным на самолете, ограничивает его маневр. Поэтому для обеспечения высокой точности попадания при стрельбе на большую дальность целесообразно использовать на конечном участке самонаведение, при этом на начальном и среднем участках наведение ракеты осуществляют по лучу. Тогда при активном самонаведении пункт управления не участвует в наведении, при полуактивном - пункт управления должен лишь облучать цель, что не связывает маневр самолета, на котором установлен передатчик. Таким образом, чтобы использовать положительные свойства обоих методов, применяют комбинированные системы - управление на начальном и среднем участках, например, по лучу радиолокатора с переходом на самонаведение при приближении снаряда к цели.On the projectile is a radio receiver that receives signals from the radar transmitter of the control center. This receiver is a measuring device that determines the magnitude and direction of the deviation of the projectile from the axis of the equal-signal zone in the coordinate system associated with this zone. From the output of the receiver, the control signal enters the on-board projectile control system. When you turn the rudders of the projectile creates a control force that returns the projectile to the axis of the radio beam. As a result, the projectile will move along the radio beam. The main advantages of beam control systems are long range, comparative simplicity (less complexity of on-board equipment for creating control signals). At the same time, the main disadvantages of the beam guidance system are insufficient accuracy at large distances between the control point and the projectile, the need for continuous participation of the control point in the projectile guidance process. With increasing range, the presence of an angular error in the direction of the axis of the radio beam leads to an increase in the linear deviation of this axis from the center of the target. The second drawback becomes significant, for example, in the case of guidance of air-to-air shells. The need for continuous tracking of the target with a locator mounted on an airplane limits its maneuver. Therefore, to ensure high accuracy when hitting a long range when firing, it is advisable to use homing in the final section, while in the initial and middle sections, the missile is guided by the beam. Then, with active homing, the control point does not participate in guidance, with semi-active homing, the control point should only irradiate the target, which does not bind the maneuver of the aircraft on which the transmitter is mounted. Thus, in order to use the positive properties of both methods, combined systems are used - control in the initial and middle sections, for example, along the radar beam with homing when the projectile approaches the target.

Известен способ наведения ракеты (патент РФ 2183006, МПК⁷ F41G 7/00, от 27.05.2002 г. - аналог), обеспечивающий достижение максимальной дальности полета самонаводящейся ракеты за счет оптимальной организации ее траектории, в соответствии с которым осуществляют запуск ракеты на баллистическую траекторию до достижения ракетой максимальной высоты, после чего сообщают ракете максимальную располагаемую перегрузку, направленную вверх, до тех пор, пока ее вектор скорости не станет горизонтальным, и осуществляют горизонтальный полет, переходящий в пологое планирование до вывода ракеты в район цели, после чего переводят ее в режим пикирования на цель и далее в режим самонаведения.There is a known method of guiding a rocket (RF patent 2183006, IPC ⁷ F41G 7/00, dated May 27, 2002 — an analogue), ensuring the achievement of a maximum range of a homing missile due to the optimal organization of its trajectory, in accordance with which the rocket is launched into a ballistic trajectory until the missile reaches its maximum height, after which the missile is informed of the maximum available overload directed upward until its velocity vector becomes horizontal, and a horizontal flight is carried out, turning into a shallow planning before launching the missile into the target area, after which it is transferred to the dive mode on the target and then to the homing mode.

Данный способ позволяет решить задачу обеспечения максимальной дальности полета управляемой ракеты и вывода ее на цель за счет оптимальной организации ее траектории путем рационального использования располагаемой перегрузки ракеты. Под оптимальными траекториями наведения понимаются траектории, обеспечивающие максимально возможную дальность полета ракеты. При формировании оптимальных траекторий решаются задачи вывода и удержания ракеты на необходимой высоте полета, обеспечивающей минимальные потери скорости и максимально возможное увеличение дальности полета, а также обеспечивается вывод ракеты в зону захвата головкой самонаведения излучения от цели.This method allows to solve the problem of ensuring the maximum flight range of a guided missile and bringing it to the target due to the optimal organization of its trajectory by the rational use of the available missile overload. Optimal guidance trajectories are understood as trajectories providing the maximum possible range of a missile. In the formation of optimal trajectories, the tasks of launching and holding the rocket at the required flight altitude, ensuring the minimum speed loss and the maximum possible increase in flight range, are solved, as well as the launch of the rocket into the zone of capture of the radiation homing head from the target.

Недостатком известного способа является невысокая точность вывода ракеты в зону захвата излучения от цели головкой самонаведения.The disadvantage of this method is the low accuracy of the output of the rocket into the zone of radiation capture from the target by the homing head.

Известен способ наведения управляемой ракеты IRIS-T (фирма Diehl BGT Defence), взятый в качестве прототипа и заключающийся в том, что после старта на начальном и среднем участках ракета управляется по командам инерциальной системы наведения, а захват цели головкой самонаведения производится на конечном участке траектории (Высокоточное оружие зарубежных стран, том 4, Зенитные ракетные комплексы наземного базирования малой, средней и большой дальности, обзорно-аналитический справочник, акционерное общество, "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова", Тула, 2015 г., с. 49-52). Известный способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения заключается в следующем. Перед пуском ракеты ориентируют продольную ось контейнера относительно линии визирования цели под заданными углами ϕ_H, θ_H в горизонтальной и вертикальной плоскостях, рассчитанными в вычислительной системе носителя в зависимости от условий боевого применения, после чего осуществляют запуск ракеты.There is a known method of guiding an IRIS-T guided missile (Diehl BGT Defense), taken as a prototype and consisting in the fact that after launch at the initial and middle sections, the missile is controlled by inertial guidance systems, and the target is captured by the homing head on the final section of the trajectory (High-precision weapons of foreign countries, volume 4, anti-aircraft missile systems of ground-based short, medium and long range, review and analytical guide, joint-stock company, Instrument Design Design Bureau Academician A.G. Shipunov ", Tula, 2015, p. 49-52). A known method of launching a rocket into the target capture zone by the homing head is as follows. Before launching the rocket, the longitudinal axis of the container is oriented relative to the line of sight of the target at given angles ϕ _H , θ _H in the horizontal and vertical planes calculated in the computer system of the carrier depending on the conditions of combat use, after which the rocket is launched.

В процессе наведения инерциальная система «запоминает» заданное направление траектории полета. Это может быть сделано, например, в момент разарретирования гироскопа направления, входящего в состав инерциальной системы.In the process of guidance, the inertial system “remembers” the given direction of the flight path. This can be done, for example, when the gyroscope of the direction included in the inertial system is uncovered.

С момента схода ракеты сигналы углового отклонения ее продольной оси от «запомненного» направления с датчиков гироскопа направления поступают в формирователь команд управления и далее сигналы управления поступают на исполнительное устройство, например, на аэродинамический рулевой привод.From the moment the rocket descends, the signals of the angular deviation of its longitudinal axis from the “remembered” direction from the direction gyro sensors are sent to the control command generator and then the control signals are transmitted to the actuator, for example, to the aerodynamic steering gear.

Управляющее воздействие рулевых органов уменьшает угловое рассогласование ракеты относительно заданного направления и обеспечивает вывод ракеты на программную траекторию в вертикальной плоскости и далее в зону захвата цели.The control action of the steering organs reduces the angular misalignment of the rocket relative to a given direction and ensures the launch of the rocket on the programmed path in the vertical plane and further into the target capture zone.

Известный способ вывода ракеты на цель может быть реализован на основе известной системы наведения, описанной в патенте РФ №2210727, МПК⁷ F42B 15/01, G01C 19/02, от 18.07.2001 г. (прототип).The known method of launching missiles at a target can be implemented on the basis of the known guidance system described in RF patent No. 2210727, IPC ⁷ F42B 15/01, G01C 19/02, dated July 18, 2001 (prototype).

На чертеже фиг. 1 представлена блок-схема системы наведения - прототипа предлагаемого устройства, где 1 - головка самонаведения ГСН, 2 - гироскоп инерциальный ГИ (или, что одно и то же, гироскоп направления ГН), 3 - формирователь команд управления ФКУ, 4 - рулевой привод (исполнительное устройство ИУ). В известной системе наведения реализовано комбинированное управление: инерциальное на среднем участке траектории полета и самонаведение на участке подлета ракет к целям.In the drawing of FIG. 1 shows a block diagram of a guidance system - a prototype of the proposed device, where 1 is the homing homing head, 2 is an inertial gyroscope (or, which is the same thing, a directional gyroscope), 3 is a control command shaper for PKU, 4 is a steering gear ( actuator IU). The well-known guidance system implements combined control: inertial in the middle section of the flight path and homing in the section of missile approach to targets.

Система инерциального наведения предназначена для вывода ракеты в зону захвата цели лазерной полуактивной головкой самонаведения. Она построена на основе простейшей системы стабилизации ракеты по углам рыскания и тангажа относительно заданного направления, ориентированного относительно линии визирования цели. Для измерения угловых отклонений ракеты от заданного направления используется гироскоп инерциальный, представляющий собой свободный трехстепенной гироскоп, ось вращения ротора которого в заарретированном положении ориентирована по направлению продольной оси ракеты, а оси чувствительности датчиков угловых отклонений расположены по осям подвеса ротора. Схема стабилизации ракеты по курсу и тангажу с использованием гироскопа приведена в книге В.А. Павлова, С.А. Понырко, Ю.М. Хованского "Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты", Высшая школа, М., 1964 г. Сигналы отклонений ракеты от заданного режима полета по углу курса и тангажу снимаются с потенциометров и далее формируются команды на усилители рулевых машинок (с. 208-210).The inertial guidance system is designed to lead the rocket into the target capture zone with a laser semi-active homing head. It is built on the basis of the simplest missile stabilization system at the yaw and pitch angles relative to a given direction, oriented relative to the line of sight of the target. To measure the angular deviations of the rocket from a given direction, an inertial gyroscope is used, which is a free three-stage gyroscope, the axis of rotation of the rotor of which in a caged position is oriented in the direction of the longitudinal axis of the rocket, and the sensitivity axes of the sensors of angular deviations are located along the axis of the rotor suspension. The rocket stabilization scheme along the course and pitch using a gyroscope is given in the book of V.A. Pavlova, S.A. Ponyrko, Yu.M. Khovansky Stabilization of Aircraft and Autopilots, Higher School, Moscow, 1964. Signals of rocket deviations from a given flight mode in the course angle and pitch are removed from the potentiometers and then commands are formed for power steering amplifiers (p. 208-210).

Недостатком известных способа и системы наведения является то, что они не обеспечивают необходимую точность вывода ракеты в зону захвата цели. Причиной этого является наличие ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера относительно заданного направления стрельбы в горизонтальной и вертикальной плоскостях, которые напрямую входят в точность вывода ракеты в зону захвата цели и, следовательно, увеличивают вероятность потери ракет из-за больших промахов, что особенно проявляется при наведении на цели, расположенные на больших дальностях.A disadvantage of the known method and guidance system is that they do not provide the necessary accuracy of the rocket in the target capture zone. The reason for this is the presence of errors in the orientation of the transport and launch container relative to a given direction of fire in the horizontal and vertical planes, which directly enter the accuracy of the missile’s withdrawal to the target capture zone and, therefore, increase the likelihood of missile loss due to large misses, which is especially evident when pointing to targets located at long ranges.

Задачей предлагаемой группы изобретений является повышение точности вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, за счет вычисления в процессе инерциального наведения погрешностей ориентации транспортно-пускового контейнера относительно линии визирования цели и последующей их компенсации. Это особенно важно для комплексов управляемых ракет, расположенных на воздушных носителях, так как при этом значительно расширяется допуск на ошибки прицеливания летчика в процессе подготовки ракеты к пуску.The objective of the proposed group of inventions is to increase the accuracy of the output of missiles into the capture zone of the homing head of radiation from targets located at long ranges, by calculating in the inertial guidance of errors in the orientation of the transport and launch container relative to the line of sight of the target and their subsequent compensation. This is especially important for guided missile systems located on air carriers, since this greatly expands the tolerance for pilot aiming errors in the process of preparing the missile for launch.

Поставленная задача достигается за счет того, что в способе вывода вращающейся по углу крена ракеты с гироскопом направления в зону захвата цели головкой самонаведения, включающем ориентирование транспортно-пускового контейнера перед пуском ракеты относительно линии визирования цели под заданными углами ϕ_H, θ_H, разарретирование гироскопа направления перед сходом ракеты, измерение в процессе полета ракеты отклонений продольной оси ракеты по углам рыскания и тангажа относительно запомненного в момент разарретирования гироскопа направления ее положения и формирование команд управления на исполнительное устройство пропорционально измеренным угловым отклонениям до захвата цели головкой самонаведения, дополнительно в процессе подготовки к пуску ракеты измеряют угол крена носителя и углы линии визирования цели относительно связанной с носителем системы координат, а в момент разарретирования гироскопа направления запоминают угол крена носителя γ_H0 и углы линии визирования цели ϕ_Y0, ϕ_Z0, вычисляют ошибки ориентации транспортно-пускового контейнера относительно заданного направления, формируют сигналы компенсации ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера U_Δθ, U_Δϕ и команду программного разворота ракеты в вертикальной плоскости и суммируют их с измеренными отклонениями ракеты по углам рыскания и тангажа.The problem is achieved due to the fact that in the method of outputting a roll of a rocket rotating along an angle with a gyroscope in the target capture zone by a homing head, which includes orienting the launch vehicle before launching the target relative to the line of sight of the target at given angles ϕ _H , θ _H , sizing the gyro directions before the rocket descent, measurement of the deviation of the longitudinal axis of the rocket along the yaw and pitch angles relative to the gyroscope stored at the time of the launch, for example informing its position and generating control commands to the actuator in proportion to the measured angular deviations before the target is captured by the homing head, in addition to preparing for the launch of the rocket, the roll angle of the carrier and the angles of the line of sight of the target relative to the coordinate system associated with the carrier are measured, and the directions are memorized at the moment of gyroscope resolution carrier roll angle γ _H0 and angles boresight target φ _Y0, φ _Z0, the orientation error is calculated transport and launch container for relatively annogo direction error compensation signals formed orientation transport and launch container U _Δθ, U _Δφ and missile command software turn in a vertical plane and summed with the measured deviations of the missile pitch and yaw angles.

Сигналы компенсации ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера U_Δθ, U_Δϕ формируют в соответствии с зависимостями:The compensation signals for orientation errors of the transport and launch container U _Δθ , U _Δϕ form in accordance with the dependencies:

U_Δθ=К_ГН*(Δθcosγ_H0+Δϕsinγ_H0),U _Δθ = K _GN * (Δθcosγ _H0 + Δϕsinγ _H0 ),

U_Δϕ=К_ГН*(Δϕcosγ_H0-Δθsinγ_H0),U _Δϕ = K _GN * (Δϕcosγ _H0 -Δθsinγ _H0 ),

где Δθ, Δϕ, - ошибки ориентации транспортно-пускового контейнера относительно заданного направления, …°;where Δθ, Δϕ, are the orientation errors of the transport and launch container relative to a given direction, ... °;

γ_H0 - угол крена носителя в момент разарретирования гироскопа направления, …°;γ _H0 — roll angle of the carrier at the moment of directional gyroscope sizing, ... °;

К_ГН - коэффициент передачи датчиков угловых отклонений гироскопа направления, в/…°;To _GN - the transmission coefficient of the sensors of angular deviations of the gyroscope direction, in / ... °;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

;

ϕ_H, θ_H - потребные углы ориентации транспортно-пускового контейнера относительно линии визирования цели в связанной с носителем системе координат;ϕ _H , θ _H - the required orientation angles of the transport and launch container relative to the line of sight of the target in the coordinate system associated with the carrier;

ϕ_Y, ϕ_Z - углы, определяющие угловое положение линии визирования цели в связанной с носителем системе координат;ϕ _Y , ϕ _Z - angles that determine the angular position of the line of sight of the target in the coordinate system associated with the carrier;

α_ПУ - угол, определяющий угловое положение транспортно-пускового контейнера в связанной с носителем системе координат.α _PU - the angle that determines the angular position of the transport and launch container in the coordinate system associated with the carrier.

Техническая реализация заявляемого способа вывода ракеты в зону захвата излучения цели осуществляется в предлагаемой системе наведения для вывода вращающейся по углу крена ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащей на ракете головку самонаведения, формирователь команд управления, гироскоп направления и исполнительное устройство, причем первый и второй выходы головки самонаведения соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя команд управления, третий вход которого соединен с выходом гироскопа направления, а первый и второй выходы формирователя команд управления соединены соответственно с первым и вторым входами исполнительного устройства, а так же бортовую цифровую вычислительную машину на носителе, а на ракете введены запоминающее устройство, подключенное своими пятью входами к соответствующим пяти выходам бортовой цифровой вычислительной машины, первый и второй функциональные преобразователи, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами запоминающего устройства, фазовращатель, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго функциональных преобразователей, третий вход фазовращателя соединен с шестым выходом бортовой цифровой вычислительной машины, а первый и второй выходы фазовращателя соединены соответственно с четвертым и пятым входами формирователя команд управления, блок программных команд, первый, второй и третий выходы которого соединены соответственно с шестым, седьмым и восьмым входами формирователя команд управления, последовательно соединенные гирокоординатор с датчиком угла крена и формирователь сигналов модуляции, первый и второй выходы которого соединены соответственно с третьим и четвертым входами исполнительного устройства и соответственно с девятым и десятым входами формирователя команд управления, одиннадцатый вход которого соединен со вторым выходом гироскопа направления, а третий и четвертый выходы формирователя команд управления соединены соответственно с первым и вторым входами головки самонаведения. Предлагаемая группа изобретений поясняется графическими материалами (фиг. 2-3). На фиг. 2 приведена блок-схема системы вывода вращающейся по крену ракеты в зону захвата цели ГСН, реализующей инерциальный метод наведения. Дополнительно к имеющимся известным блокам системы - прототипа введены: запоминающее устройство ЗУ 6, первый и второй функциональные преобразователи ФП1 7 и ФП2 8, фазовращатель ФВ 9, блок программных команд БПК 10, гирокоординатор ГК с датчиком угла крена 11 и формирователь сигналов модуляции ФСМ 12. На входы фазовращателя и запоминающего устройства поступают сигналы с выходов бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) 5 носителя. На фиг. 3 приведена подробная блок-схема предлагаемой системы наведения ракеты, раскрывающая выполнение формирователя команд управления ФКУ. На блок-схеме приведены головка самонаведения ГСН 1, гироскоп направления ГН 2, пять сумматоров C1-С5 17, 18, 23, 26, 27, шесть усилителей У1-У6 20, 21, 28, 29, 32, 33, УО1, УО2 - усилители-ограничители 30, 31, К1, К2 - коммутаторы 24, 25, M1, М2 - модуляторы 13, 14, ДМ - демодулятор 22, Э1, Э2 - экстраполяторы нулевого порядка 15, 16, БВ - блок вычитания 19.The technical implementation of the proposed method for launching a rocket into the target radiation capture zone is carried out in the proposed guidance system for outputting a rocket that rotates around the angle of the rocket into the target capture zone with a homing head containing a homing head, a control command generator, a direction gyroscope and an actuator, the first and second the outputs of the homing head are connected respectively to the first and second inputs of the control command generator, the third input of which is connected to the output of the gyroscope directions, and the first and second outputs of the control command generator are connected respectively to the first and second inputs of the actuator, as well as the onboard digital computer on the carrier, and a memory device is inserted on the rocket, connected with its five inputs to the corresponding five outputs of the onboard digital computer, first and second functional converters, the inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the storage device, a phase shifter, the first and second inputs of which are connected to the outputs of the first and second functional converters, the third input of the phase shifter is connected to the sixth output of the on-board digital computer, and the first and second outputs of the phase shifter are connected to the fourth and fifth inputs of the control command generator, the program unit, the first, second, and third the outputs of which are connected respectively to the sixth, seventh and eighth inputs of the control command generator, the gyro coordinator with the angle sensor connected in series a roll and a shaper of modulation signals, the first and second outputs of which are connected respectively to the third and fourth inputs of the actuator and, respectively, with the ninth and tenth inputs of the shaper control commands, the eleventh input of which is connected to the second output of the gyroscope direction, and the third and fourth outputs of the shaper control commands are connected respectively, with the first and second inputs of the homing head. The proposed group of inventions is illustrated by graphic materials (Fig. 2-3). In FIG. Figure 2 shows a block diagram of a system for outputting a roll of a rocket rotating in a roll into the target acquisition zone of a GOS, which implements an inertial guidance method. In addition to the existing well-known blocks of the prototype system, the following devices were introduced: memory device 6, first and second functional converters FP1 7 and FP2 8, phase shifter ФВ 9, program command block БПК 10, gyro coordinator with roll angle sensor 11 and signal modulator FSM 12. The inputs of the phase shifter and the storage device receive signals from the outputs of the on-board digital computer (BCM) 5 media. In FIG. 3 shows a detailed block diagram of the proposed missile guidance system, revealing the execution of the command shaper control PKU. The block diagram shows the homing head GSN 1, the gyroscope of the GN 2 direction, five adders C1-C5 17, 18, 23, 26, 27, six amplifiers U1-U6 20, 21, 28, 29, 32, 33, UO1, UO2 - limiter amplifiers 30, 31, K1, K2 - switches 24, 25, M1, M2 - modulators 13, 14, DM - demodulator 22, E1, E2 - extrapolators of zero order 15, 16, BV - subtraction block 19.

Блок ФКУ содержит первый модулятор, первый и второй входы которых подключены соответственно к первому и второму выходам гироскопа направления, второй модулятор, первый и второй входы которого подключены соответственно к первому и второму выходам головки самонаведения, последовательно соединенные блок вычитания и демодулятор, последовательно соединенные первый экстраполятор и пятый усилитель, последовательно соединенные второй экстраполятор и шестой усилитель, последовательно соединенные первый сумматор, первый усилитель, второй сумматор, подключенный вторым входом к первому выходу блока программных команд, первый коммутатор, третий сумматор, ко второму входу которого подключен выход пятого усилителя, первый усилитель-ограничитель и второй усилитель, выход которого подключен к первому входу исполнительного устройства, а так же последовательно соединенные четвертый сумматор, третий усилитель, второй коммутатор, пятый сумматор, ко второму входу которого подключен выход шестого усилителя, второй усилитель-ограничитель и четвертый усилитель, выход которого подключен ко второму входу исполнительного устройства, причем первые входы первого и четвертого сумматоров подключены соответственно к первому и второму выходам первого модулятора, вторые входы первого и четвертого сумматоров подключены соответственно к первому и второму выходам фазовращателя, а третий вход первого сумматора подключен ко второму выходу блока программных команд, входы первого и второго экстраполяторов соединены соответственно с первым и вторым выходами второго модулятора, выход первого экстраполятора подключен к первому входу блока вычитания, второй вход которого подключен к третьему выходу блока программных команд, второй вход демодулятора подключен к выходу второго экстраполятора, первый и второй выходы демодулятора подключены соответственно к первому и второму входам головки самонаведения, а третьи и четвертые входы демодулятора, первого и второго модуляторов подключены соответственно к первому и второму выходам формирователя сигналов модуляции.The PKU block contains the first modulator, the first and second inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the directional gyroscope, the second modulator, the first and second inputs of which are connected respectively to the first and second outputs of the homing head, the subtraction unit and the demodulator connected in series, the first extrapolator connected in series and a fifth amplifier connected in series to the second extrapolator and a sixth amplifier connected in series to the first adder, the first amplifier, and the second a mathor connected to the first output of the block of program instructions by a second input, a first switch, a third adder, to the second input of which a fifth amplifier output is connected, a first limiting amplifier and a second amplifier, the output of which is connected to the first input of the actuator, as well as the fourth connected in series the adder, the third amplifier, the second switch, the fifth adder, to the second input of which the output of the sixth amplifier is connected, the second amplifier-limiter and the fourth amplifier, the output of which is connected to the second input of the actuator, the first inputs of the first and fourth adders connected respectively to the first and second outputs of the first modulator, the second inputs of the first and fourth adders connected respectively to the first and second outputs of the phase shifter, and the third input of the first adder connected to the second output of the software block commands, the inputs of the first and second extrapolators are connected respectively to the first and second outputs of the second modulator, the output of the first extrapolator is connected to the first the subtraction unit, the second input of which is connected to the third output of the program instruction block, the second input of the demodulator is connected to the output of the second extrapolator, the first and second outputs of the demodulator are connected respectively to the first and second inputs of the homing head, and the third and fourth inputs of the demodulator, first and second modulators connected respectively to the first and second outputs of the modulator.

Вывод ракеты в зону захвата излучения цели ГСН в соответствии с предлагаемым способом осуществляют следующим образом.The conclusion of the rocket in the zone of capture of radiation target GOS in accordance with the proposed method is as follows.

Перед пуском ракеты летчик маневром носителя (вертолета или самолета) в горизонтальной плоскости и привод вертикального наведения пусковой установки в вертикальной плоскости ориентируют продольную ось транспортно-пускового контейнера относительно линии визирования цели под заданными углами ϕ_H, θ_H в горизонтальной и вертикальной плоскостях, рассчитанными в БЦВМ носителя в зависимости от условий боевого применения, после чего осуществляет пуск ракеты. В процессе пуска ракеты происходит разарретирование гироскопа направления. В момент разарретирования происходит запоминание углового положения продольной оси ракеты, угла крена носителя, погрешностей ориентации транспортно-пускового контейнера. Далее в процессе полета ракеты снимаются сигналы с датчиков угловых отклонений гироскопа направления, несущие информацию о положении продольной оси ракеты, и вырабатываются команды на отклонение рулевых органов. В результате осуществляется стабилизация продольной оси ракеты относительно запомненного при разарретировании положения. Вывод ракеты на необходимую высоту полета осуществляется выбором соответствующего угла пуска в вертикальной плоскости и величиной программной команды. При наличии на борту ракеты гироскопа направления и гирокоординатора стабилизация ракеты по углам рыскания и тангажа относительно заданного углового положения осуществляется по схеме: демодуляция сигналов с датчиков ГН (преобразование их в инерциальную опорную систему координат, связанную с плоскостью наружной рамки гироскопа крена) с выделением сигналов углового отклонения ракеты от «запомненного» направления по углам рыскания и тангажа, суммирование сигналов углового отклонения в канале тангажа с сигналом программного разворота ракеты f (D, t) в вертикальной плоскости и последующее формирование команд управления на исполнительное устройство соответственно углу крена ракеты.Before launching the rocket, the pilot maneuvering the carrier (helicopter or plane) in the horizontal plane and the vertical guidance of the launcher in the vertical plane orient the longitudinal axis of the transport and launch container relative to the line of sight of the target at given angles ϕ _H , θ _H in the horizontal and vertical planes calculated in A carrier-based computer, depending on the conditions of combat use, after which it launches a rocket. In the process of launching the rocket, the gyro of the direction is snapped. At the moment of sizing, the angular position of the longitudinal axis of the rocket, the roll angle of the carrier, and the orientation errors of the launch vehicle are memorized. Then, during the flight of the rocket, signals from the sensors of the angular deviations of the gyroscope of the direction are taken, which carry information about the position of the longitudinal axis of the rocket, and commands are issued for the deflection of the steering organs. As a result, the longitudinal axis of the rocket is stabilized relative to the position memorized during sizing. The rocket is brought to the required flight altitude by selecting the appropriate launch angle in the vertical plane and the size of the program command. If there is a directional gyroscope and a gyrocoordinator on board the rocket, the rocket is stabilized at the yaw and pitch angles with respect to a given angular position according to the scheme: demodulation of signals from GN sensors (converting them into an inertial reference coordinate system associated with the plane of the roll gyroscope outer frame) with the selection of angular signals rocket deviations from the “remembered” direction along the yaw and pitch angles, summation of the angular deviation signals in the pitch channel with the programmed turn signal rockets f (D, t) in the vertical plane and the subsequent formation of control commands to the actuator, respectively, to the angle of the rocket roll.

Дополнительно формируют команды компенсации ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера при разарретировании гироскопа направления. Выделение в системе угловой стабилизации ракеты каналов курса и тангажа, осуществляемое с помощью гирокоординатора, позволяет обеспечить компенсацию погрешностей ориентации транспортно-пускового контейнера относительно заданного направления стрельбы в горизонтальной и вертикальной плоскостях.Additionally form commands to compensate for errors in the orientation of the transport and launch container when sizing the directional gyroscope. The selection of the channel and pitch channels in the angular stabilization system of the rocket, carried out with the help of a gyrocoordinator, makes it possible to compensate for errors in the orientation of the transport and launch container relative to a given direction of fire in horizontal and vertical planes.

С этой целью в процессе подготовки ракеты к пуску вычисляются ошибки ориентации транспортно-пускового контейнера. В момент разарретирования ГН они фиксируются и суммируются с соответствующими сигналами отклонения ракеты по углам рыскания и тангажа.For this purpose, in the process of preparing the rocket for launch, the orientation errors of the transport and launch container are calculated. At the time of GN stripping, they are fixed and summed with the corresponding missile deflection signals at the yaw and pitch angles.

В результате ракета с высокой точностью выводится в зону захвата цели головкой самонаведения.As a result, the rocket is displayed with high accuracy in the target capture zone by the homing head.

Предлагаемый способ вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения может быть реализован в системе инерциального наведения, которая исходя из требований минимальных габаритов и веса бортовой аппаратуры управления может быть построена на основе простейшей системы стабилизации ракеты по углам рыскания и тангажа относительно заданного направления, ориентированного относительно линии визирования цели под некоторыми углами ϕ_H, θ_H в горизонтальной и вертикальной плоскостях, зависящими от условий боевого применения:The proposed method of launching a missile into the target capture zone by the homing head can be implemented in an inertial guidance system, which, based on the requirements of the minimum dimensions and weight of the onboard control equipment, can be built on the basis of the simplest missile stabilization system in terms of yaw and pitch relative to a given direction, oriented relative to the line target sighting at certain angles ϕ _H , θ _H in the horizontal and vertical planes, depending on the conditions of combat use:

;

;

,

,

где

,

- потребные углы упреждения (при стрельбе по движущимся целям), вычисляемые в БЦВС носителя перед пуском ракеты по информации о дальности до цели D и угловых скоростях вращения линии визирования цели

,

;Where

,

- the required lead angles (when firing at moving targets), calculated in the carrier’s BCVS before launching the rocket according to information about the range to the target D and the angular speeds of rotation of the line of sight of the target

,

;

θ₀ и θ_ПР(t) - углы, формирующие траекторию вывода ракеты в зону захвата цели в вертикальной плоскости.θ ₀ and θ _PR (t) are the angles that form the trajectory of the rocket's exit into the target capture zone in the vertical plane.

В зависимости от условий боевого применения (высота нижней границы облачности, тип цели, дальность до цели) траектории вывода ракеты в зону захвата цели ГСН могут быть настильными или навесными.Depending on the conditions of combat use (height of the lower border of cloud cover, type of target, range to the target), the trajectory of the rocket’s exit to the target’s capture zone can be fixed or mounted.

При θ_ПР(t)=0 реализуется настильная траектория наведения, при θ_ПР(t)=f(D, t) реализуется навесная траектория.At θ _PR (t) = 0, a solid guidance trajectory is realized; at θ _PR (t) = f (D, t), a hinged trajectory is realized.

Функция f(D, t), в соответствии с которой будет осуществляться программный разворот ракеты, формируется в БЦВМ носителя в зависимости от дальности до цели и передается на борт ракеты перед ее запуском.The function f (D, t), in accordance with which the programmed turn of the rocket will be carried out, is formed in the carrier computer, depending on the range to the target, and transmitted to the rocket before it is launched.

Для измерения угловых отклонений ракеты от заданного направления используется гироскоп направления, представляющий собой свободный трехстепенной гироскоп, ось вращения ротора которого в заарретированном положении ориентирована по направлению продольной оси ракеты, а оси чувствительности датчиков угловых отклонений расположены по осям подвеса ротора.To measure the angular deviations of the rocket from a given direction, a directional gyroscope is used, which is a free three-stage gyroscope, the axis of rotation of the rotor of which in a locked position is oriented in the direction of the longitudinal axis of the rocket, and the sensitivity axes of the sensors of angular deviations are located along the axis of suspension of the rotor.

Амплитудно-модулированные сигналы на частоте вращения ракеты по крену, снимаемые с датчиков ГН, несут информацию об угловом отклонении продольной оси ракеты от углового положения, «запомненного» ГН в момент его разарретирования. Для решения задачи угловой стабилизации ракеты относительно заданного направления указанные сигналы могут подаваться непосредственно на исполнительное устройство ракеты без каких-либо преобразований, необходимо только, чтобы продольная ось ракеты в момент разарретирования ГН была ориентирована относительно линии визирования цели под заданными углами ϕ_H, θ_H. Однако, для обеспечения программного разворота ракеты в вертикальной плоскости на борту ракеты необходимо иметь информацию о вертикальной плоскости. Такую информацию дает гирокоординатор с датчиком угла крена ракеты, являющийся общим элементом системы угловой стабилизации и системы самонаведения ракеты.The amplitude-modulated signals at the roll speed of the rocket, taken from the GN sensors, carry information about the angular deviation of the longitudinal axis of the rocket from the angular position of the “remembered” GN at the time of its launch. To solve the problem of angular stabilization of the rocket with respect to a given direction, these signals can be fed directly to the rocket actuator without any transformations, it is only necessary that the longitudinal axis of the rocket at the time of launching the launch vehicle is oriented relative to the line of sight of the target at given angles ϕ _H , θ _H. However, in order to ensure a programmatic turn of the rocket in a vertical plane on board the rocket, it is necessary to have information about the vertical plane. Such information is provided by a gyrocoordinator with a rocket roll angle sensor, which is a common element of the angular stabilization system and missile homing system.

Наличие гирокоординатора с датчиком угла крена на борту ракеты для формирования инерциального участка наведения позволило одновременно существенно повысить и динамические свойства системы самонаведения за счет использования схемы промежуточной демодуляции сигналов с ГСН, которое обеспечивает:The presence of a gyrocoordinator with a roll angle sensor on board the rocket for the formation of an inertial guidance section made it possible to simultaneously significantly increase the dynamic properties of the homing system through the use of an intermediate demodulation scheme of signals from the GOS, which provides:

- существенное расширение допустимого диапазона частоты вращения ракеты по крену при заданной частоте подсветки цели;- a significant expansion of the permissible range of missile rotation speed along the roll at a given target illumination frequency;

- упрощение системы фазирования сигналов управления в контуре ГСН и самонаведения в целом при одновременном повышении точности фазирования во всем возможном диапазоне изменения частоты вращения ракеты по крену;- simplification of the phasing system of control signals in the circuit of the seeker and homing as a whole while increasing the accuracy of phasing in the entire possible range of changes in the frequency of rotation of the rocket along the roll;

- формирование программной команды разворота ротора гироскопа ГСН вниз, увеличивающей углы подхода ракеты к цели.- the formation of the program team rotate the rotor of the GOS gyro down, increasing the angles of approach of the rocket to the target.

Динамическая структура системы вывода ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения показана на фиг. 3, где приняты следующие обозначения:The dynamic structure of the missile exit system into the target capture zone by the homing head is shown in FIG. 3, where the following notation is accepted:

,

- сигналы управления с выхода ГН в связанной с ракетой системе координат;

,

- control signals from the GN output in the coordinate system associated with the rocket;

,

- сигналы управления с выхода ГСН;

,

- control signals from the output of the seeker;

,

- сигналы управления на двигатели коррекции ГСН;

,

- control signals to the correction engine GOS;

γ - угол крена ракеты;γ is the roll angle of the rocket;

γ_Д - измеренное значение угла крена ракеты;γ _D is the measured value of the angle of heel of the rocket;

U_KY, U_KZ - команды управления в вертикальном и горизонтальном каналах;U _KY , U _KZ - control commands in the vertical and horizontal channels;

δ_Y, δ_Z - углы отклонения рулевых органов;δ _Y , δ _Z - deviation angles of steering organs;

U_Δθ, U_Δϕ - команды, компенсирующие погрешности ориентации транспортно-пускового контейнера относительно заданного направления стрельбы в вертикальной и горизонтальной плоскостях, зафиксированные в момент разарретирования ГН и запомненные на борту ракеты;U _Δθ , U _Δϕ - commands that compensate for the orientation errors of the transport and launch container relative to a given direction of fire in the vertical and horizontal planes, recorded at the time of launching the main gun and stored on board the rocket;

U_ПР(D) - команда программного разворота ракеты, формирующая настильную траекторию вывода ракеты в зону захвата цели ГСН;U _PR (D) - command programmed missile rotation, forming a flat trajectory of the rocket to the target capture zone of the GOS;

U_ПР(t) - команда программного разворота ракеты, формирующая навесную траекторию вывода ракеты в зону захвата цели ГСН;U _PR (t) - command programmed missile rotation, forming a hinged trajectory of the rocket to the target capture zone of the GOS;

t - время, отсчитываемое с момента старта ракеты;t is the time counted from the moment the rocket starts;

- программная команда разворота оси ротора ГСН вниз.

- software command to rotate the axis of the rotor of the seeker down.

Аппаратура управления разработанной динамической структуры функционирует следующим образом.The control equipment of the developed dynamic structure operates as follows.

Перед пуском ракеты ориентируют продольную ось транспортно-пускового контейнера относительно линии визирования цели под заданными углами ϕ_H, θ_H в горизонтальной и вертикальной плоскостях, рассчитанными в БЦВМ носителя в зависимости от условий боевого применения, после чего осуществляют запуск ракеты.Before launching the missile, the longitudinal axis of the transport and launch container is oriented relative to the line of sight of the target at given angles ϕ _H , θ _H in the horizontal and vertical planes calculated in the carrier computer, depending on the conditions of combat use, after which the missile is launched.

В момент разарретирования гироскоп направления «запоминает» заданное направление траектории полета, при этом также фиксируются и запоминаются в формирователе команд управления ракетой ошибки ориентации транспортно-пускового контейнера относительно линии визирования цели при разарретировании ГН.At the time of sizing, the directional gyroscope “remembers” the given direction of the flight path, and the orientation of the transport launch container relative to the line of sight of the target when the GN is uncovered is also recorded and stored in the shaper of the missile control commands.

С момента схода ракеты сигналы углового отклонения ее продольной оси от «запомненного» направления с датчиков ГН и сигналы с датчика угла крена поступают в формирователь команд управления, где сигналы углового отклонения вначале преобразуются в опорную (не вращающуюся по крену) систему координат, суммируются с сигналами, пропорциональными ошибкам прицеливания, а также с сигналом программного разворота ракеты (в канале тангажа) и поступают на исполнительное устройство.From the moment the rocket descends, the signals of the angular deviation of its longitudinal axis from the “remembered” direction from the GN sensors and the signals from the roll angle sensor are transmitted to the control command generator, where the angular deviation signals are first converted into a reference (not rotating along the roll) coordinate system, summed with the signals proportional to the errors of aiming, as well as with the signal of the programmatic turn of the rocket (in the pitch channel) and arrive at the actuator.

Управляющее воздействие рулевых органов уменьшает угловое рассогласование ракеты относительно заданного направления в горизонтальной плоскости и обеспечивает вывод ракеты на программную траекторию (настильную или навесную) в вертикальной плоскости.The control action of the steering organs reduces the angular misalignment of the rocket relative to a given direction in the horizontal plane and ensures the launch of the rocket on the programmed path (flat or mounted) in the vertical plane.

С момента начала приема ГСН излучения подсветки цели сигналы управления рулевыми органами формируются в соответствии с сигналами рассогласования

,

с ГСН и наведение ракеты на цель осуществляется методом пропорционального сближения по пикирующим траекториям. Для увеличения углов пикирования в вертикальном канале контура управления ГСН подается команда

программного разворота ротора гироскопа вниз.From the moment you start receiving GOS of the target illumination radiation, steering control signals are generated in accordance with the mismatch signals

,

with GOS and guidance of the missile at the target is carried out by the method of proportional approximation along diving paths. To increase the diving angles in the vertical channel of the GOS control loop, the command

software rotation of the gyro rotor down.

Система для осуществления предлагаемого способа может быть реализована следующим образом.The system for implementing the proposed method can be implemented as follows.

Система самонаведения может быть выполнена на базе гироскопической лазерной полуактивной головки самонаведения, как это представлено в патенте РФ №2415375 от 27.03.2011 г. Инерциальный блок выполнен на основе гироскопа направления, аналогичного приведенному в прототипе.The homing system can be performed on the basis of a gyroscopic laser semi-active homing head, as presented in RF patent No. 2415375 of 03/27/2011. The inertial unit is made on the basis of a gyroscope of the direction similar to that shown in the prototype.

Сумматоры C1-С6 и блок вычитания БВ выполнены по схеме рис. 11.1 (У. Титце, К. Шенк, Полупроводниковая схемотехника, М., Мир, 1982 г., с. 137, [1]). Модуляторы Ml, М2 и демодулятор ДМ выполнены по схеме четырехквадратного умножения (рис. 11.41, с. 162, [1]). Усилители У1-У8 и усилители-ограничители УО1 и УО2 выполнены по схеме на рис. 13.11, с. 202, [1]. Запоминающие устройства ЗУ1, ЗУ2 могут быть выполнены на основе программируемых логических матриц (с. 127-129, [1]).Adders C1-C6 and BV subtraction unit are made according to the scheme of Fig. 11.1 (W. Titze, K. Schenk, Semiconductor circuitry, M., Mir, 1982, p. 137, [1]). Modulators Ml, M2 and DM demodulator are made according to the four-square multiplication scheme (Fig. 11.41, p. 162, [1]). Amplifiers U1-U8 and amplifier limiters UO1 and UO2 are made according to the circuit in Fig. 13.11, p. 202, [1]. Storage devices ZU1, ZU2 can be made on the basis of programmable logic matrices (p. 127-129, [1]).

Экстраполяторы нулевого порядка могут быть выполнены на микросхеме К115РУ1. (В.Л. Шило, Популярные цифровые микросхемы, М., Радио и связь, 1987 г. ).Zero-order extrapolators can be made on the K115RU1 chip. (V.L. Shilo, Popular Digital Chips, M., Radio and Communications, 1987).

Формирователь сигналов модуляции может быть реализован на основе схемы, приведенной в книге И.М. Тетельбаум, Ю.Р. Шнейдер, Практика аналогового моделирования динамических систем, М., Энергоатомиздат, 1987 г., [2] на с. 211.The modulation signal generator can be implemented on the basis of the circuit shown in the book by I.M. Tetelbaum, Yu.R. Schneider, Practice of analog modeling of dynamic systems, M., Energoatomizdat, 1987, [2] on p. 211.

Функциональные преобразователи осуществляют операции формирования функций синуса и косинуса углов, суммирования, умножения, деления и выполнены на основе сумматоров, вычитающих блоков и схем, реализующих функции арктангенса, арксинуса (на основе схем функционального преобразователя на ПЗУ рис. 19.39, с. 341 [1]. Формирователь функции косинуса или синуса может быть реализован на основе схемы с. 205, рис. 3.2.8, [2]. Коммутаторы К1 и К2 могут быть выполнены на основе схемы мультиплексора, приведенной на рис. 19.14, с. 327 [1]. Блок программных команд может быть выполнен, например, на постоянном запоминающем устройстве (ПЗУ) (микросхема 556РТ7). Фазовращатель выполнен на основе блоков произведений, сумматора, блока вычитания, формирователей функций синуса и косинуса. Исполнительное устройство выполнено на основе аэродинамического рулевого привода по схеме, приведенной в патенте РФ №2235969.Functional converters carry out operations of generating the functions of the sine and cosine of the angles, summing, multiplying, dividing and are based on adders, subtracting blocks and circuits that implement the functions of arc tangent, arcsine (based on the schemes of the functional converter on ROM Fig. 19.39, p. 341 [1] The shaper of the cosine or sine function can be implemented on the basis of the circuit p. 205, Fig. 3.2.8, [2]. The switches K1 and K2 can be made on the basis of the multiplexer circuit shown in Fig. 19.14, p. 327 [1] . The block of program instructions may be performed, for example, on a read-only memory (ROM) (chip 556РТ7). Phaser is based on blocks of products, an adder, a subtraction unit, shapers of sine and cosine functions. Actuator is made on the basis of aerodynamic steering gear according to the scheme given in RF patent № 2235969.

Проведенное математическое моделирование показало, что предлагаемый способ комбинированного наведения ракеты с гироскопом направления и головкой самонаведения и предлагаемая динамическая структура комбинированной системы наведения обеспечивают вывод ракеты в зону захвата цели ГСН с высокой точностью при стрельбе на большие дальности, а также позволяют расширить допуск на ошибки прицеливания летчика в процессе подготовки ракеты к пуску, что повышает эффективность комплексов малогабаритных ракет с ГСН.The mathematical modeling showed that the proposed method for combined guidance of a rocket with a directional gyroscope and homing head and the proposed dynamic structure of a combined guidance system ensure that the missile is brought into the target capture zone of the GOS with high accuracy when firing at long ranges, and also allow to expand the tolerance for pilot aiming errors in the process of preparing the missile for launch, which increases the efficiency of small missile complexes with GOS.

Claims (13)

1. Способ вывода вращающейся по углу крена ракеты с гироскопом направления в зону захвата цели головкой самонаведения, включающий ориентирование транспортно-пускового контейнера перед пуском ракеты относительно линии визирования цели под заданными углами ϕ_н,

, разарретирование гироскопа направления перед сходом ракеты, измерение в процессе полета ракеты отклонений продольной оси ракеты по углам рыскания и тангажа относительно запомненного в момент разарретирования гироскопа направления ее положения и формирование команд управления на исполнительное устройство пропорционально измеренным угловым отклонениям до захвата цели головкой самонаведения, отличающийся тем, что в процессе подготовки к пуску ракеты измеряют угол крена носителя и углы линии визирования цели относительно связанной с носителем системы координат, а в момент разарретирования гироскопа направления запоминают угол крена носителя γ_но и углы линии визирования цели ϕ_Y0, ϕ_Z0, вычисляют ошибки ориентации транспортно-пускового контейнера относительно заданного направления, формируют сигналы компенсации ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера U_Δθ, U_Δϕ и команду программного разворота ракеты в вертикальной плоскости и суммируют их с измеренными отклонениями ракеты по углам рыскания и тангажа.1. A method of outputting a rocket rotating along the roll angle with a gyroscope of direction to the target capture zone by the homing head, which includes orienting the transport and launch container before launching the rocket relative to the line of sight of the target at given angles ϕ _n ,

, decoupling the gyroscope of the direction before the rocket descent, measuring during the missile’s flight deviations of the longitudinal axis of the rocket along the yaw and pitch angles relative to the direction of its position remembered at the time of gyroscope descent and generating control commands to the actuator in proportion to the measured angular deviations before the target is captured by the homing head, characterized in that in preparation for launching the rocket measure the angle of heel of the carrier and the angles of the line of sight of the target relative to the associated with the coordinate system carrier, and at the moment of gyroscope direction parsing, the roll angle of the carrier γ _but also the angles of the target line of sight ϕ _Y0 , ϕ _{Z0 is memorized} , orientation errors of the transport launch container relative to a given direction are calculated, signals of compensation of orientation errors of the transport launch container U _Δθ , U _Δϕ and the command of the programmatic rotation of the rocket in the vertical plane and summarize them with the measured deflections of the rocket at the yaw and pitch angles. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что сигналы компенсации ошибок ориентации транспортно-пускового контейнера U_Δθ, U_Δϕ формируют в соответствии с зависимостями:2. The method according to p. 1, characterized in that the compensation signals for orientation errors of the launch vehicle U _Δθ , U _Δϕ are formed in accordance with the dependencies: U_Δθ=К_ГН*(Δθcosγ_но+Δϕsinγ_но),U _Δθ = K _GN * (Δθcosγ _but + Δϕsinγ _but ), U_Δϕ=К_ГН*(Δϕcosγ_но-Δθsinγ_но),U _Δϕ = K _GN * (Δϕcosγ _but -Δθsinγ _but ), где Δθ, Δϕ - ошибки ориентации транспортно-пускового контейнера относительно заданного направления, град.;where Δθ, Δϕ - orientation errors of the transport and launch container relative to a given direction, deg .; γ_H0 - угол крена носителя в момент разарретирования гироскопа направления, град.;γ _H0 - roll angle of the carrier at the moment of sizing of the gyroscope, degrees; К_ГН - коэффициент передачи датчиков угловых отклонений гироскопа направления, В/град.;To _GN - the transmission coefficient of the sensors of angular deviations of the directional gyroscope, V / deg .; Δθ=arcsin(a12);Δθ = arcsin (a12);

ϕ_H, θ_H - потребные углы ориентации транспортно-пускового контейнера относительно линии визирования цели в связанной с носителем системе координат;ϕ _H , θ _H - the required orientation angles of the transport and launch container relative to the line of sight of the target in the coordinate system associated with the carrier; ϕ_Y, ϕ_Z - углы, определяющие угловое положение линии визирования цели в связанной с носителем системе координат;ϕ _Y , ϕ _Z - angles that determine the angular position of the line of sight of the target in the coordinate system associated with the carrier; α_ПУ - угол, определяющий угловое положение транспортно-пускового контейнера в связанной с носителем системе координат.α _PU - the angle that determines the angular position of the transport and launch container in the coordinate system associated with the carrier. 3. Система наведения для вывода вращающейся по углу крена ракеты в зону захвата цели головкой самонаведения, содержащая на ракете головку самонаведения, формирователь команд управления, гироскоп направления и исполнительное устройство, причем первый и второй выходы головки самонаведения соединены соответственно с первым и вторым входами формирователя команд управления, третий вход которого соединен с выходом гироскопа направления, а первый и второй выходы формирователя команд управления соединены соответственно с первым и вторым входами исполнительного устройства, а также бортовую цифровую вычислительную машину на носителе, отличающаяся тем, что ракета снабжена запоминающим устройством, подключенным своими пятью входами к соответствующим пяти выходам бортовой цифровой вычислительной машины, первым и вторым функциональными преобразователями, входы которых соединены соответственно с первым и вторым выходами запоминающего устройства, фазовращателем, первый и второй входы которого соединены с выходами соответственно первого и второго функциональных преобразователей, третий вход фазовращателя соединен с шестым выходом бортовой цифровой вычислительной машины, а первый и второй выходы фазовращателя соединены соответственно с четвертым и пятым входами формирователя команд управления, блоком программных команд, первый, второй и третий выходы которого соединены соответственно с шестым, седьмым и восьмым входами формирователя команд управления, последовательно соединенными гирокоординатором с датчиком угла крена и формирователем сигналов модуляции, первый и второй выходы которого соединены соответственно с третьим и четвертым входами исполнительного устройства и соответственно с девятым и десятым входами формирователя команд управления, одиннадцатый вход которого соединен со вторым выходом гироскопа направления, а третий и четвертый выходы формирователя команд управления соединены соответственно с первым и вторым входами головки самонаведения.3. Guidance system for outputting a rocket rotating in a roll angle to the target capture zone by a homing head containing a homing head, a control command shaper, a direction gyro and an actuator, the first and second homing heads being connected to the first and second inputs of the command shaper, respectively control, the third input of which is connected to the output of the directional gyroscope, and the first and second outputs of the control command generator are connected to the first and second inputs, respectively the executive device, as well as an onboard digital computer on a carrier, characterized in that the rocket is equipped with a storage device connected by its five inputs to the corresponding five outputs of the onboard digital computer, the first and second functional converters, the inputs of which are connected respectively to the first and second outputs a memory device, a phase shifter, the first and second inputs of which are connected to the outputs of the first and second functional transforms, respectively tels, the third input of the phase shifter is connected to the sixth output of the on-board digital computer, and the first and second outputs of the phase shifter are connected to the fourth and fifth inputs of the control command generator, a program command block, the first, second and third outputs of which are connected to the sixth, seventh and eighth, respectively the inputs of the control command generator sequentially connected by the gyrocoordinator to the roll angle sensor and the modulator of the modulation signals, the first and second outputs of which are connected to tvetstvenno to third and fourth inputs respectively of the actuator and a ninth and a tenth input of control commands, the eleventh input which is connected to the second output directional gyro, and the third and fourth control command generator outputs respectively connected to first and second inputs homing.

Images