RU2694934C1 - Rotating self-guided missile - Google Patents
Rotating self-guided missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2694934C1 RU2694934C1 RU2018118706A RU2018118706A RU2694934C1 RU 2694934 C1 RU2694934 C1 RU 2694934C1 RU 2018118706 A RU2018118706 A RU 2018118706A RU 2018118706 A RU2018118706 A RU 2018118706A RU 2694934 C1 RU2694934 C1 RU 2694934C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- output
- input
- rocket
- adder
- controlled
- Prior art date
Links
- 238000004804 winding Methods 0.000 claims abstract description 31
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims abstract description 16
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims 2
- 235000015854 Heliotropium curassavicum Nutrition 0.000 claims 1
- 244000301682 Heliotropium curassavicum Species 0.000 claims 1
- 230000007306 turnover Effects 0.000 claims 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 abstract description 7
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 abstract description 3
- 230000007123 defense Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 230000007274 generation of a signal involved in cell-cell signaling Effects 0.000 description 1
- 238000011022 operating instruction Methods 0.000 description 1
- 230000010363 phase shift Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 1
- 230000008685 targeting Effects 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 238000000844 transformation Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Вращающаяся самонаводящаяся ракета относится к оборонной технике и может быть использована во вращающихся по крену ракетах с одноканальным управлением, запускаемых с плеча, а также с различных носителей, обеспечивающих, в том числе, залповую стрельбу по воздушным целям.Rotating homing missile belongs to the defense technique and can be used in roll-rotated single-channel missiles, launched from the shoulder, as well as from various carriers, providing, including, salvo firing at air targets.
Известна вращающаяся самонаводящаяся ракета (Техническое описание и инструкция по эксплуатации 9К38 ТО. Москва, «Воениздат», 1987, стр. 22-27) [1] в составе ПЗРК «Игла» (9К38). Указанная вращающаяся самонаводящаяся ракета содержит двигатель, крыльевой блок, рулевой отсек, оптическую головку самонаведения (ОГС), включающую первоначально ориентированный под заданным углом пеленга корректируемый гироскоп с катушками пеленга и коррекции, автопилот с формирователем команд для разворота ракеты на начальном участке полета (ФКР) и датчик схода ракеты.Known rotating homing missile (Technical description and operating instructions 9K38 TO. Moscow, "Voenizdat", 1987, pp. 22-27) [1] as part of the MANPADS "Igla" (9K38). The specified rotating homing missile contains the engine, wing unit, steering compartment, optical homing head (OGS), which includes the corrected gyroscope with the bearing and correction coils, initially oriented at a given bearing angle, and the autopilot with the command driver for turning the rocket on the initial flight segment (FKR) and missile launch sensor.
Известна вращающаяся самонаводящаяся ракета (патент на изобретение №2216707 РФ) [2]. Указанная вращающаяся самонаводящаяся ракета содержит двигатель, складывающийся хвостовой стабилизатор, аппаратурный отсек со следящем электроприводом органов управления ракетой, датчик схода ракеты и ОГС, включающую первоначально ориентированный под заданным углом пеленга корректируемый гироскоп с катушками пеленга и коррекции, автопилот, функциональная схема которого содержит последовательно соединенные полосовой фильтр, нелинейное корректирующее устройство, первый сумматор, первый ограничитель зоны нелинейности, фазовый детектор, режекторный фильтр, второй сумматор и второй ограничитель зоны нелинейности, выход которого подключен к следящему электроприводу, ко второму входу первого сумматора подключен ФКР, ко второму входу фазового детектора подключен генератор опорного напряжения, а ко второму входу второго сумматора - датчик угловой скорости ракеты, при этом ФКР выполнен в виде подключенных к катушке пеленга первой последовательной ветви, состоящей из первого и второго управляемых ключей, третьего сумматора, подключенного ко второму входу первого сумматора, и второй последовательной ветви, состоящей из амплитудного детектора, фильтра низких частот, компаратора с заданным пороговым значением и бистабильного элемента с заданным исходным состоянием, при этом к выходу первого ключа подключен третий управляемый ключ, выход которого соединен со вторым входом третьего сумматора, а управляющий вход - с выходом бистабильного элемента, выход компаратора подключен к управляющему входу второго управляемого ключа, а к управляющему входу первого управляемого ключа подключено реле времени, вход которого соединен с датчиком схода ракеты.Known rotating homing rocket (patent for the invention №2216707 of the Russian Federation) [2]. The specified rotating homing missile contains an engine, a folding tail stabilizer, a hardware compartment with a tracking electric drive of the missile controls, a missile derailment sensor and OGS, including a corrected gyroscope with a bearing direction and correction corrected initially oriented at a given angle filter, nonlinear correction device, first adder, first nonlinearity limiter, phase detail Ktor, notch filter, second adder and second nonlinearity limiter, the output of which is connected to the tracking drive, PCR is connected to the second input of the first adder, the reference voltage generator is connected to the second input of the phase detector, and the rocket angular velocity sensor is connected to the second input of the second adder, while the FCR is made in the form of the first sequential branch connected to the coil of the bearing consisting of the first and second controlled keys, the third adder connected to the second input of the first sum torus, and a second serial branch consisting of an amplitude detector, a low-pass filter, a comparator with a given threshold value and a bistable element with a given initial state, while the third controlled key is connected to the output of the first key, the output of which is connected to the second input of the third adder, and the control input is with the output of the bistable element, the comparator output is connected to the control input of the second controlled key, and a time relay is connected to the control input of the first managed key, the input to torogo connected to the missile gathering tow.
ФКР формирует сигнал управления на начальном участке полета, обеспечивающий автоматический разворот вышеупомянутых ракет на требуемые углы упреждения и возвышения, при условии, что "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота пусковой трубы на цель таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения прицельного устройства ПЗРК, визирная ось которого совмещена с осью гироскопа ОГС (в этом случае при наличии цели в поле зрения прицельного устройства ПЗРК цель будет находиться и в поле зрения ОГС).FKR generates a control signal on the initial part of the flight, providing automatic reversal of the above-mentioned missiles to the required anticipation and elevation angles, provided that the target is “captured” and the rocket is launched by turning the launch tube on the target so that the target is in sight devices of MANPADS, the sight axis of which is combined with the axis of the OGS gyroscope (in this case, if there is a target, the target will also be in the field of vision of the OGS).
Вышеупомянутые ракеты имеют следующие недостатки:The above missiles have the following disadvantages:
- при размещении ракет на различных подвижных носителях для осуществления пуска необходимо разворачивать пусковую установку или носитель на цель, что усложняет конструкцию пусковой установки, затрудняет управление носителем и прицеливание, а также увеличивает время подготовки к пуску ракеты;- when placing missiles on various mobile carriers for launching, it is necessary to deploy the launcher or carrier to the target, which complicates the design of the launcher, complicates carrier control and aiming, and also increases the preparation time for launching the rocket;
- залповый пуск ракет с одного носителя возможно осуществлять только по одной цели, поскольку прицеливание осуществляется только пусковой установкой;- salvo launch of rockets from one carrier is possible to carry out only for one purpose, since aiming is carried out only by the launcher;
- фильтр фазового детектора, использующийся в автопилоте вышеупомянутых ракет, подчеркивает полезную составляющую выходного сигнала фазового детектора на частоте вращения ракеты, но, в то же время, изменяет его сдвиг фазы при изменении частоты вращения ракеты, что приводит к фазовому перекосу сигнала управления, следствием чего является ухудшение точностных характеристик ракет.- the phase detector filter used in the autopilot of the aforementioned missiles emphasizes the useful component of the output detector of the phase detector at the rocket speed, but at the same time changes its phase shift when the rocket speed changes, resulting in a phase misalignment of the control signal, resulting in is the deterioration of the accuracy characteristics of the missiles.
Наиболее близкой по своей технической сущности к предлагаемому изобретению является вращающаяся самонаводящаяся ракета в составе комплекса 9К333 (Руководство по эксплуатации, Часть 1 Техническое описание, Часть 4 9К333.00.00.000РЭ3) [3], выбранная в качестве прототипа. Указанная вращающаяся самонаводящаяся ракета содержит двигатель, крыльевой блок, приборный отсек, включающий датчик положения корпуса ракеты и электропривод органов управления ракетой, ОГС, включающую первоначально ориентированный под заданным углом пеленга корректируемый гироскоп с обмоткой коррекции, обмоткой пеленга, обмоткой датчика положения ротора гироскопа, формирователь опорных сигналов, датчик схода, автопилот, схему разворота ракеты на начальном участке (РНУ).The closest in technical essence of the present invention is a rotating homing missile as part of a 9K333 complex (Operation Guide,
Функциональная схема автопилота указанной вращающейся самонаводящейся ракеты (патент на изобретение №2400795) [4] содержит последовательно соединенные первый фазовый детектор, первый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала и первый фильтр низких частот, последовательно соединенные второй фазовый детектор, второй фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала и второй фильтр низких частот, при этом, информационные входы первого и второго фазовых детекторов объединены и подключены к обмотке коррекции; первый управляемый ограничитель, первый и второй сумматоры, первые входы которых соединены с первым и вторым выходами первого управляемого ограничителя соответственно, второй управляемый ограничитель, аналогичный первому управляемому ограничителю, первый и второй модуляторы и третий сумматор, а также последовательно соединенные третий фазовый детектор, третий фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала, третий фильтр низких частот и первый функциональный блок, последовательно соединенные четвертый фазовый детектор, четвертый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала, четвертый фильтр низких частот и второй функциональный блок, при этом, информационные входы третьего и четвертого фазовых детекторов объединены и подключены к обмотке пеленга, а выходы первого и второго функциональных блоков соединены со вторыми входами первого и второго сумматоров соответственно.The autopilot functional diagram of the said rotating homing rocket (patent for invention No. 2400795) [4] contains the first phase detector connected in series, the first filter for extracting the average for the period of the input signal and the first filter for low frequencies, connected in series for the second phase detector the period of the input signal carrier and the second low-pass filter, while the information inputs of the first and second phase detectors are combined and connected to the correction winding; the first controlled limiter, the first and second adders, the first inputs of which are connected to the first and second outputs of the first controlled limiter, respectively, the second controlled limiter similar to the first controlled limiter, the first and second modulators and the third adder, and the third phase detector connected in series, the third filter extraction of the average for the period of the input signal carrier, the third low-pass filter and the first functional unit, sequentially connected the fourth phase detector , the fourth filter is the selection of the average for the period of the carrier of the input signal, the fourth low-pass filter and the second functional unit, in this case, the information inputs of the third and fourth phase detectors are combined and connected to the bearing winding, and the outputs of the first and second functional blocks are connected to the second inputs of the first and second second adders respectively.
В ракете, принятой за прототип, используется одноканальная система управления. Для создания управляющей силы в любом направлении пространства с помощью одной пары рулей задается принудительное вращение относительно продольной оси, при этом датчик положения корпуса ракеты вырабатывает сигнал пропорциональный текущему углу поворота корпуса ракеты вокруг продольной оси, который используется в качестве опорной системы координат, связанной с исходным положением ракеты перед пуском. Сигнал с обмотки коррекции на переменном токе, несущий информацию об угловой скорости линии визирования «ракета-цель» во вращающейся на частоте вращения гироскопа системе отсчета координат, поступает в автопилот, где преобразуется в сигналы постоянного тока, отображающие информацию об угловой скорости линии визирования «ракета-цель» в неподвижной декартовой системе координат, связанной с ракетой, фильтруется и после нелинейной обработки преобразуется во входной сигнал на электропривод органов управления ракетой во вращающейся на частоте вращения ракеты системе отсчета координат, обеспечивая управление ракетой в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях, чем реализуется выбранный метод наведения - пропорциональное сближение, при котором управляющий сигнал пропорционален абсолютной угловой скорости вращения линии визирования «ракета-цель». Фаза и амплитуда сигнала управления, поступающие на электропривод органов управления ракетой, определяют изменение направления и интенсивность разворота ракеты в полете.The rocket adopted for the prototype uses a single-channel control system. To create a control force in any direction of space using one pair of rudders, forced rotation is set relative to the longitudinal axis, while the rocket body position sensor generates a signal proportional to the current angle of rotation of the rocket body around the longitudinal axis, which is used as the reference coordinate system associated with the initial position rocket before launch. The signal from the alternating current winding, carrying information about the angular velocity of the line of sight "rocket-target" in a coordinate reference system rotating at the gyroscope rotation frequency, goes to autopilot, where it is converted into DC signals that display information about the angular velocity of the line of sight "rocket “target” in the fixed Cartesian coordinate system associated with the rocket is filtered and, after nonlinear processing, is converted into an input signal to the electric drive of the rocket controls in a rotating To the rocket rotational speed of the coordinate reference system, providing control of the rocket in two mutually perpendicular planes, the chosen guidance method is realized - proportional approach, in which the control signal is proportional to the absolute angular velocity of rotation of the line of sight “rocket-target”. The phase and amplitude of the control signal applied to the electric drive of the rocket controls determine the change in direction and intensity of the turn of the rocket in flight.
Благодаря применению в одноканальной вращающейся ракете [3], конструктивно связанного с ней датчика положения корпуса ракеты и автопилота [4], изменение частоты вращения ракеты, принятой за прототип, не приводит к изменению амплитуды и фазы сигнала управления.Due to the use of a single-channel rotating rocket [3], structurally associated with the rocket body position sensor and autopilot [4], a change in the rocket speed, adopted as a prototype, does not change the amplitude and phase of the control signal.
Вместе с тем, прототип имеет те же недостатки, что и аналоги:However, the prototype has the same drawbacks as the analogs:
- при размещении ракеты на различных подвижных носителях для осуществления пуска необходимо разворачивать пусковую установку или носитель на цель, что усложняет конструкцию пусковой установки, затрудняет управление носителем и прицеливание, а также увеличивает время подготовки к пуску ракеты.- when placing the rocket on various mobile carriers for launching, it is necessary to deploy the launcher or carrier to the target, which complicates the design of the launcher, complicates the carrier control and aiming, and also increases the preparation time for launching the rocket.
- залповый пуск ракет с одного носителя возможно осуществлять только по одной цели.- salvo launch of rockets from one carrier is possible to carry out only for one purpose.
Задачей предлагаемого технического решения является создание ракеты, обеспечивающей возможность ее пуска как с плеча, так и с различных носителей, как в случае, когда "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота на цель оси гироскопа ОГС относительно продольной оси ракеты по внешнему по отношению к ракете сигналу целеуказания с носителя таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения ОГС независимо от положения визирной оси прицельного устройства ПЗРК, так и в случае, когда "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота пусковой трубы на цель таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения прицельного устройства ПЗРК, с автоматическим разворотом ракеты на требуемые углы упреждения и возвышения с минимальной зависимостью влияния различного рода внешних возмущающих воздействий на траекторию ракеты на начальном участке полета.The objective of the proposed technical solution is to create a rocket, which enables its launch both from the shoulder and from various carriers, as in the case when the target is “captured” and the rocket is launched by turning the OGS gyroscope axis to the target relative to the longitudinal axis of the rocket. relative to the rocket, the target designation signal from the carrier so that the target is in the field of view of the OGS, regardless of the position of the sight axis of the MANPADS device, and in the case when the target is “captured” and the subsequent launch of the rocket proceeds by turning the launch tube on the target in such a way that the target is in the field of view of the MANPADS sighting device, with an automatic turn of the rocket to the required anticipation and elevation angles with minimal dependence of the influence of various external disturbing influences on the rocket trajectory in the initial part of the flight.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является облегчение прицеливания и управления носителем при осуществлении пуска ракеты, уменьшение времени на подготовку и проведение пуска ракеты, возможность осуществления залпового пуска по различным целям с одного носителя.The technical result of the present invention is to facilitate aiming and controlling the carrier when launching a rocket, reducing the time for preparing and conducting a rocket launch, the possibility of launching a salvo launch for various purposes from a single carrier.
Технический результат достигается тем, что в предлагаемой ракете, как и в наиболее близкой к ней, выбранной в качестве прототипа, содержащей двигатель, крыльевой блок, приборный отсек, включающий датчик положения корпуса ракеты и электропривод органов управления ракетой, оптическую головку самонаведения, включающую корректируемый гироскоп с обмоткой коррекции, обмоткой пеленга, обмоткой датчика положения ротора гироскопа, формирователь опорных сигналов, датчик схода и автопилот со схемой разворота ракеты на начальном участке (РНУ), функциональная схема которого содержит последовательно соединенные первый фазовый детектор, первый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала и первый фильтр низких частот, последовательно соединенные второй фазовый детектор, второй фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала и второй фильтр низких частот, при этом, информационные входы первого и второго фазовых детекторов объединены и подключены к обмотке коррекции; первый управляемый ограничитель, первый и второй сумматоры, при этом первый выход первого управляемого ограничителя соединен с первым входом первого сумматора, а второй выход первого управляемого ограничителя соединен с первым входом второго сумматора, второй управляемый ограничитель, аналогичный первому управляемому ограничителю, первый и второй модуляторы и третий сумматор, при этом, выход первого сумматора соединен с первым входом второго управляемого ограничителя, выход второго сумматора соединен со вторым входом второго управляемого ограничителя, первый выход второго управляемого ограничителя соединен с информационным входом первого модулятора, второй выход второго управляемого ограничителя соединен с информационным входом второго модулятора, выход первого модулятора соединен с первым входом третьего сумматора, а выход второго модулятора - со вторым входом третьего сумматора, выход которого подключен к электроприводу органов управления ракетой; последовательно соединенные третий фазовый детектор, третий фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала, третий фильтр низких частот и первый функциональный блок, последовательно соединенные четвертый фазовый детектор, четвертый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала, четвертый фильтр низких частот и второй функциональный блок, при этом, информационные входы третьего и четвертого фазовых детекторов объединены и подключены к обмотке пеленга, а выходы первого и второго функциональных блоков соединены со вторыми входами первого и второго сумматоров соответственно; управляющие входы первого и третьего, а также второго и четвертого фазовых детекторов соединены между собой и подключены соответственно к первому и второму выходам формирователя опорных сигналов, управляющие входы первого и второго модуляторов подключены соответственно к третьему и четвертому выходам формирователя опорных сигналов, а обмотка датчика положения ротора гироскопа и датчик положения корпуса ракеты подключены соответственно к первому и второму входам формирователя опорных сигналов, схема РНУ выполнена в виде подключенных к выходу первого фильтра низких частот первой последовательной ветви, состоящей из первого управляемого ключа, первого запоминающего устройства, четвертого сумматора, второго управляемого ключа и пятого сумматора, выход которого подключен к первому входу первого управляемого ограничителя, и подключенной к выходу второго фильтра низких частот второй последовательной ветви, состоящей из третьего управляемого ключа, второго запоминающего устройства, шестого сумматора, четвертого управляемого ключа и седьмого сумматора, выход которого подключен ко второму входу первого управляемого ограничителя, причем выход первого управляемого ключа соединен со вторым входом пятого сумматора, а выход третьего управляемого ключа соединен со вторым входом седьмого сумматора; вторые входы четвертого и шестого сумматоров соединены соответственно с выходом первого блока формирования дополнительного сигнала управления и выходом второго блока формирования дополнительного сигнала управления, а третьи входы четвертого и шестого сумматоров соединены соответственно с выходом третьего фильтра низких частот и выходом четвертого фильтра низких частот; а управляющие входы первого, второго, третьего и четвертого управляемых ключей объединены и подключены к выходу таймера, вход которого соединен с датчиком схода.The technical result is achieved by the fact that in the proposed rocket, as in the one closest to it, selected as a prototype containing an engine, wing unit, an instrument compartment, including a rocket body position sensor and an electric rocket drive, an optical homing head, including an adjustable gyroscope with correction winding, bearing winding, gyroscope rotor position sensor winding, reference signal generator, derailment sensor and autopilot with rocket turn-on circuit in the initial section (PNR), pound The national scheme of which contains a first phase detector connected in series, a first filter for extracting the average for the period of the input signal carrier and a first low pass filter for connecting the second phase detector for the period, a second filter for selecting the average for the period of the input signal carrier and a second low pass filter. the inputs of the first and second phase detectors are combined and connected to the correction winding; the first controlled limiter, the first and second adders, while the first output of the first controlled limiter is connected to the first input of the first adder, and the second output of the first controlled limiter is connected to the first input of the second adder, the second controlled limiter similar to the first controlled limiter, the first and second modulators and the third adder, in this case, the output of the first adder is connected to the first input of the second controlled limiter, the output of the second adder is connected to the second input of the second control limiter, the first output of the second controlled limiter is connected to the information input of the first modulator, the second output of the second controlled limiter is connected to the information input of the second modulator, the output of the first modulator is connected to the first input of the third adder, and the output of the second modulator to the second input of the third adder connected to the electric drive controls the rocket; a third phase detector connected in series, a third filter for extracting an average for a period of an input signal carrier, a third low-pass filter and a first functional unit, a fourth phase detector connected in series, a fourth filter for selecting an average for an input carrier period, a fourth low-pass filter and a second functional block, In this case, the information inputs of the third and fourth phase detectors are combined and connected to the bearing winding, and the outputs of the first and second function blocks are connected ina with the second inputs of the first and second adders, respectively; The control inputs of the first and third, as well as the second and fourth phase detectors are interconnected and connected respectively to the first and second outputs of the reference signal conditioner, the control inputs of the first and second modulators are connected to the third and fourth outputs of the reference signal conditioner, respectively, and the rotor position sensor winding gyroscope and the rocket body position sensor are connected respectively to the first and second inputs of the reference signal shaper, the ROL circuit is designed as connected x to the output of the first low pass filter of the first serial branch consisting of the first controlled key, the first storage device, the fourth adder, the second managed key and the fifth adder, the output of which is connected to the first input of the first controlled limiter and connected to the output of the second low pass filter of the second a serial branch consisting of a third controlled key, a second storage device, a sixth adder, a fourth managed key and a seventh adder, the output of which o is connected to the second input of the first controlled limiter, the output of the first controlled key connected to the second input of the fifth adder, and the output of the third controlled key connected to the second input of the seventh adder; the second inputs of the fourth and sixth adders are connected respectively to the output of the first additional control signal generation unit and the output of the second additional control signal generating unit, and the third inputs of the fourth and sixth adders are connected respectively to the output of the third low-pass filter and the fourth low-pass filter output; and the control inputs of the first, second, third, and fourth controlled keys are combined and connected to the output of the timer, the input of which is connected to the derailment sensor.
Сущность предлагаемого технического решения представлена на чертежах, где на фиг. 1 приведена компоновочная схема предлагаемой ракеты, на фиг. 2 приведена структурная схема ОГС.The essence of the proposed technical solution is represented in the drawings, where in FIG. 1 shows the layout of the proposed rocket; FIG. 2 shows the block diagram of OHS.
На фиг. 1 и фиг. 2 приняты следующие обозначения:FIG. 1 and FIG. 2 adopted the following notation:
1 - двигатель;1 - the engine;
2 - крыльевой блок;2 - wing unit;
3 - датчик положения корпуса ракеты;3 - rocket body position sensor;
4 - электропривод органов управления ракетой;4 - electric drive controls rocket;
5 - ОГС;5 - OGS;
6 - корректируемый гироскоп;6 - adjustable gyroscope;
7 - обмотка коррекции;7 - correction winding;
8 - обмотка пеленга;8 - bearing winding;
9 - обмотка датчика положения ротора гироскопа;9 - winding of the gyroscope rotor position sensor;
10 - формирователь опорных сигналов;10 - shaper reference signals;
11 - датчик схода;11 - derailment sensor;
12 - первый фазовый детектор;12 - the first phase detector;
13 - первый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;13 - the first filter selection of the average for the period of the carrier of the input signal;
14 - первый фильтр низких частот;14 - the first low pass filter;
15 - второй фазовый детектор;15 - the second phase detector;
16 - второй фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;16 - the second filter selection of the average for the period of the carrier of the input signal;
17 - второй фильтр низких частот;17 - the second low pass filter;
18 - первый управляемый ограничитель;18 - the first controlled limiter;
19 - первый сумматор;19 - the first adder;
20 - второй сумматор;20 - second adder;
21 - второй управляемый ограничитель;21 - the second controlled limiter;
22 - первый модулятор;22 - the first modulator;
23 - второй модулятор;23 - the second modulator;
24 - третий сумматор;24 - the third adder;
25 - третий фазовый детектор;25 - the third phase detector;
26 - третий фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;26 - the third filter selection of the average for the period of the carrier of the input signal;
27 - третий фильтр низких частот;27 - the third low pass filter;
28 - первый функциональный блок;28 - the first functional unit;
29 - четвертый фазовый детектор;29 - fourth phase detector;
30 - четвертый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;30 - the fourth filter selection of the average for the period of the carrier of the input signal;
31 - четвертый фильтр низких частот;31 is the fourth low pass filter;
32 - второй функциональный блок;32 - the second functional unit;
33 - первый управляемый ключ;33 - the first managed key;
34 - первое запоминающее устройство;34 - the first storage device;
35 - четвертый сумматор;35 - fourth adder;
36 - второй управляемый ключ;36 - the second managed key;
37 - пятый сумматор;37 - fifth adder;
38 - третий управляемый ключ;38 - the third managed key;
39 - второе запоминающее устройство;39 - the second storage device;
40 - шестой сумматор;40 is the sixth adder;
41 - четвертый управляемый ключ;41 is the fourth managed key;
42 - седьмой сумматор;42 - the seventh adder;
43 - первый блок формирования дополнительного сигнала управления;43 - the first unit of formation of the additional control signal;
44 - второй блок формирования дополнительного сигнала управления;44 - second unit for generating an additional control signal;
45 - таймер.45 - timer.
Функционирование узлов вращающейся самонаводящейся ракеты производится следующим образом.The functioning of the nodes of the rotating homing missile is as follows.
В исходном состоянии первый и третий управляемые ключи 33 и 38 замкнуты, а второй и четвертый управляемые ключи 36 и 41 разомкнуты. Сигнал управления ракетой с обмотки коррекции 7 на частоте вращения ротора гироскопа, соответствующий величине и направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель", поступает на информационные входы первого и второго фазовых детекторов 12 и 15:In the initial state, the first and third controlled
где Uск - амплитуда сигнала, соответствующая величине угловой скорости линии визирования "ракета-цель";where U ck - the amplitude of the signal corresponding to the angular velocity of the line of sight "rocket-target";
ωгир - частота вращения ротора гироскопа;ω gir - gyroscope rotor rotation frequency;
t - текущее время;t is the current time;
γ - фаза, соответствующая направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель".γ is the phase corresponding to the direction of the angular velocity of the target-to-sight line of sight.
На управляющие входы указанных фазовых детекторов с первого и второго выходов формирователя опорных сигналов 10 соответственно поступают ортогональные опорные сигналы на частоте вращения ротора гироскопа. Указанные опорные сигналы формируются на основе тригонометрических преобразований сигналов, поступающих с обмотки датчика положения ротора гироскопа 9 и с датчика положения корпуса ракеты 3 на первый и второй входы формирователя опорных сигналов 10:The control inputs of these phase detectors from the first and second outputs of the driver of the reference signals 10, respectively, receive orthogonal reference signals at the frequency of rotation of the rotor of the gyroscope. These reference signals are formed on the basis of trigonometric transformations of signals coming from the winding of the rotor position sensor of the
где ωгир, ωр, ωгон - частоты вращения ротора гироскопа и ракеты и их суммарная частота;where ω gir , ω p , ω gon - the frequency of rotation of the rotor of the gyroscope and missiles and their total frequency;
θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты;θ dates - the angular error of the position sensor of the rocket body;
t - текущее время.t is the current time.
Выходные сигналы первого и второго фазовых детекторов 12 и 15, отображающие информацию о величине и направлении угловой скорости линии визирования "ракета-цель", содержащуюся в сигнале с обмотки коррекции 7, в неподвижной декартовой системе координат, поступают на первый и второй фильтры выделения среднего за период несущей входного сигнала 13 и 16 соответственно, которые далее не пропускают гармоники сигналов на частотах, кратных частоте вращения ротора гироскопа:The output signals of the first and
где Uск - амплитуда сигнала, соответствующая величине угловой скорости линии визирования "ракета-цель";where U ck - the amplitude of the signal corresponding to the angular velocity of the line of sight "rocket-target";
γ - фаза, соответствующая направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель";γ is the phase corresponding to the direction of the angular velocity of the target-to-line line of sight;
θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.θ dates - the angular error of the position sensor of the rocket body.
Затем сигналы поступают на первый и второй фильтры низких частот 14 и 17, которые определяют шумовую полосу автопилота ракеты, а затем через первый и третий управляемые ключи 33 и 38 на первое и второе запоминающие устройства 34 и 39 и одновременно через пятый и седьмой сумматоры 37 и 42 - на первый управляемый ограничитель 18, который обеспечивает защиту схемы от перегрузок, в том числе и от импульсных помех.The signals then go to the first and second low-
На первом и втором сумматорах 19 и 20 сигнал управления ракетой, формируемый на обмотке коррекции 7 суммируется с сигналом с выходов первого и второго функциональных блоков 28 и 32 соответственно, предназначенных, при необходимости, для корректировки сигнала управления ракетой по информации об угле пеленга и его производных, содержащейся в сигнале с обмотки пеленга 8, который поступает на информационные входы третьего и четвертого фазовых детекторов 25 и 29 и проходит, соответственно, через третий и четвертый фильтры выделения среднего за период несущей входного сигнала 26 и 30, третий и четвертый фильтры низких частот 27 и 31:On the first and
где Uсп - амплитуда сигнала, соответствующая величине угла пеленга;where U SP - the amplitude of the signal corresponding to the angle of the bearing;
η - фаза сигнала пеленга;η is the phase of the bearing signal;
θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.θ dates - the angular error of the position sensor of the rocket body.
С выходов первого и второго сумматоров 19 и 20 сигнал управления поступает на второй управляемый ограничитель 21, аналогичный первому управляемому ограничителю 18, а затем на информационные входы первого и второго модуляторов 22 и 23. На управляющие входы указанных модуляторов с третьего и четвертого выходов формирователя опорных сигналов 10 соответственно поступают ортогональные опорные сигналы на частоте вращения ракеты, полученные на основе сигнала, поступающего с датчика положения корпуса ракеты 3 на второй вход формирователя опорных сигналов 10:From the outputs of the first and
где ωр, - частота вращения ракеты;where ω p , - the frequency of rotation of the rocket;
θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты;θ dates - the angular error of the position sensor of the rocket body;
t - текущее время.t is the current time.
На выходах первого и второго модуляторов 22 и 23 формируется сигнал управления на частоте вращения ракеты, который поступает на третий сумматор 24, а затем на электропривод органов управления ракетой 4:At the outputs of the first and
где Uап - амплитуда сигнала управления;where U ap - amplitude control signal;
ωр, - частота вращения ракеты;ω p , is the frequency of rotation of the rocket;
t - текущее время;t is the current time;
γ - фаза, соответствующая направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель";γ is the phase corresponding to the direction of the angular velocity of the target-to-line line of sight;
θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.θ dates - the angular error of the position sensor of the rocket body.
На начальном участке полета управление ракетой осуществляется по сигналам, формируемым схемой РНУ.At the initial part of the flight, the rocket is controlled by signals generated by the ROL circuit.
В момент схода ракеты датчик схода 11 формирует сигнал запуска таймера 45, настроенного на расчетное время задержки. Одновременно, в момент схода ракеты, первый и третий управляемые ключи 33 и 38 размыкаются, при этом управление ракетой по сигналу с обмотки коррекции 7 выключается, а второй и четвертый управляемые ключи 36 и 41 замыкаются. При этом на первом и втором запоминающих устройствах 34 и 39 запоминаются сигналы, содержащие информацию о величине и направлении угловой скорости линии визирования "ракета-цель" в момент схода ракеты, по которым определяется требуемый угол упреждения. На четвертом и шестом сумматорах 35 и 40 указанные сигналы суммируются с дополнительным сигналом управления поступающим на вторые входы указанных сумматоров с выходов первого и второго блоков формирования дополнительного сигнала управления 43 и 44 соответственно. Дополнительный сигнал управления не зависит от условий стрельбы и необходим для предотвращения контакта ракеты с землей на начальном участке полета. Указанный сигнал, например, может быть пропорционален некоторому заданному конструктивно начальному углу между осью гироскопа ОГС и продольной осью ракеты, который обеспечивает начальный угол возвышения ракеты при пусках по низко летящим целям:At the time of the
где К1, К2 - коэффициенты передачи дополнительного сигнала управления;where K 1 , K 2 - the transmission coefficients of the additional control signal;
Uсп0 - амплитуда сигнала, соответствующая начальному углу возвышения ракеты.U sp0 - the amplitude of the signal corresponding to the initial angle of elevation of the rocket.
Таким образом, сигналы на первых и вторых входах четвертого и шестого сумматоров 35 и 40 формируют сигнал программного пеленга, который пропорционален требуемым углам упреждения и возвышения ракеты соответственно. На третьи входы четвертого и шестого сумматоров 35 и 40 с выходов третьего и четвертого фильтров низких частот 27 и 31, соответственно, поступает сигнал, пропорциональный текущему углу пеленга в неподвижной декартовой системе координат, формирующийся на основе сигнала с обмотки пеленга 8, который в момент схода ракеты однозначно характеризует положение цели, находящейся в поле зрения ОГС, относительно оси ракеты, в том числе, когда "захват" цели осуществляется по внешнему по отношению к ракете сигналу целеуказания с носителя.Thus, the signals at the first and second inputs of the fourth and
Полярность сигналов поступающих на четвертый и шестой сумматоры 35 и 40 и коэффициенты передачи выбраны таким образом, что на выходах указанных сумматоров формируется сигнал управления, пропорциональный разности между сигналом программного пеленга, пропорционального требуемым углам упреждения и возвышения, и сигналом, пропорциональным текущему углу пеленга, причем последний стремится стать равным углам упреждения и возвышения:The polarity of the signals arriving at the fourth and
где К3 - коэффициент передачи четвертого и шестого сумматоров 35 и 40 соответственно;where K 3 - the transfer coefficient of the fourth and
Uск_с - амплитуда сигнала, соответствующая величине угловой скорости линии визирования "ракета-цель" в момент схода ракеты;U sk_s - the amplitude of the signal corresponding to the magnitude of the angular velocity of the line of sight "rocket-target" at the time of the missile launch;
γ - фаза, соответствующая направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель" в момент схода ракеты;γ is the phase corresponding to the direction of the angular velocity of the target-to-line line of sight at the time of the missile launch;
К1, К2 - коэффициенты передачи дополнительного сигнала управления;K 1 , K 2 - transfer coefficients of the additional control signal;
Uсп0 - амплитуда сигнала, соответствующая начальному углу возвышения ракеты;U sp0 - the amplitude of the signal corresponding to the initial angle of elevation of the rocket;
Uсп - амплитуда сигнала, соответствующая величине угла пеленга;U SP - the amplitude of the signal corresponding to the angle of the bearing;
η - фаза сигнала пеленга;η is the phase of the bearing signal;
θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.θ dates - the angular error of the position sensor of the rocket body.
Указанный сигнал управления далее по схеме поступает на электропривод органов управления ракетой 4, при этом ось ракеты на начальном участке полета разворачивается в упрежденную точку встречи ракеты с целью.The specified control signal is then, according to a scheme, fed to the electric drive of the control bodies of the
По истечении заданного на таймере 45 времени второй и четвертый управляемые ключи 36 и 41 размыкаются до конца полета, схема РНУ полностью отключается, а первый и третий управляемые ключи 33 и 38 замыкаются до конца полета, и управление ракетой ведется по сигналу с обмотки коррекции 7, соответствующему величине и направлению угловой скорости линии визирования "ракета-цель".After the time set on
Таким образом, в предлагаемой ракете, сигнал управления, формируемый схемой РНУ охвачен обратной связью по углу пеленга, что обеспечивает одновременное выполнение двух функций:Thus, in the proposed rocket, the control signal generated by the RPI circuit is covered by feedback on the angle of bearing, which ensures the simultaneous performance of two functions:
- автоматический разворот ракеты на требуемые углы упреждения и возвышения с минимальной зависимостью влияния различного рода внешних возмущающих воздействий на траекторию ракеты на начальном участке полета;- automatic reversal of the rocket at the required anticipation and elevation angles with a minimum dependence of the influence of various external disturbing influences on the trajectory of the rocket in the initial part of the flight;
- возможность осуществлять пуск ракеты как с плеча, так и с различных носителей, как в случае, когда "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота на цель оси гироскопа ОГС относительно продольной оси ракеты по внешнему по отношению к ракете сигналу целеуказания с носителя таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения ОГС независимо от положения визирной оси прицельного устройства ПЗРК, так и в случае, когда "захват" цели и последующий пуск ракеты происходит путем разворота пусковой трубы на цель таким образом, чтобы цель находилась в поле зрения прицельного устройства ПЗРК.- the ability to launch the rocket both from the shoulder and from various carriers, as in the case when the target is “captured” and the subsequent launch of the rocket takes place by turning the OGS gyro axis to the target relative to the rocket’s longitudinal axis from the carrier external to the rocket so that the target is in the field of view of the OGS, regardless of the position of the sighting axis of the MANPADS sighting device, and in the case when the target is “captured” and the rocket is launched by turning the launch tube on the target in such a way that Our goal was in the field of view of the MANPADS sighting device.
В результате предлагаемая вращающаяся самонаводящаяся ракета позволяет проводить пуск как с плеча, так и с различных носителей, в том числе, при наличии сигналов целеуказания с носителя для каждой ракеты, что обеспечивает облегчение прицеливания и управления носителем при осуществлении пуска, уменьшение времени на подготовку и проведение пуска, возможность осуществлять как залповый пуск ракет по одной цели, так и одновременный пуск ракет по двум целям с одного носителя, с автоматическим разворотом ракеты (ракет) на требуемые углы упреждения для каждого конкретного сочетания условий пуска.As a result, the proposed rotating homing missile allows launching both from the shoulder and from various carriers, including when there are target targeting signals from the carrier for each missile, which facilitates aiming and control of the carrier during launch, reducing the time to prepare and conduct launch, the ability to carry out both salvo launch on one target, and simultaneous launch of missiles on two targets from one carrier, with automatic rotation of the missile (s) to the required angles of advance for each specific combination of starting conditions.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018118706A RU2694934C1 (en) | 2018-05-22 | 2018-05-22 | Rotating self-guided missile |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018118706A RU2694934C1 (en) | 2018-05-22 | 2018-05-22 | Rotating self-guided missile |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2694934C1 true RU2694934C1 (en) | 2019-07-18 |
Family
ID=67309180
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018118706A RU2694934C1 (en) | 2018-05-22 | 2018-05-22 | Rotating self-guided missile |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2694934C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2800527C1 (en) * | 2022-09-26 | 2023-07-24 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Servo steering drive |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5042742A (en) * | 1989-12-22 | 1991-08-27 | Hughes Aircraft Company | Microcontroller for controlling an airborne vehicle |
| FR2694626A1 (en) * | 1992-08-07 | 1994-02-11 | Thomson Csf | Automatic guidance procedure for missile - avoids interaction between pitch roll and yaw control systems for symmetrically controlled missiles. |
| RU2111445C1 (en) * | 1996-10-11 | 1998-05-20 | Конструкторское бюро машиностроения | Individual-use guided anti-aircraft missile |
| RU2216707C1 (en) * | 2002-04-19 | 2003-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро машиностроения" | Rotating self-guided rocket |
-
2018
- 2018-05-22 RU RU2018118706A patent/RU2694934C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5042742A (en) * | 1989-12-22 | 1991-08-27 | Hughes Aircraft Company | Microcontroller for controlling an airborne vehicle |
| FR2694626A1 (en) * | 1992-08-07 | 1994-02-11 | Thomson Csf | Automatic guidance procedure for missile - avoids interaction between pitch roll and yaw control systems for symmetrically controlled missiles. |
| RU2111445C1 (en) * | 1996-10-11 | 1998-05-20 | Конструкторское бюро машиностроения | Individual-use guided anti-aircraft missile |
| RU2216707C1 (en) * | 2002-04-19 | 2003-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро машиностроения" | Rotating self-guided rocket |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Переносной зенитный ракетный комплекс "Игла". Техническое описание и инструкция по эксплуатации 9К38ТО, Москва, Воениздат, 1987, с. 20-27, 57, 60. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2800527C1 (en) * | 2022-09-26 | 2023-07-24 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Servo steering drive |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| SE467844B (en) | MANOEVRERINGSSYSTEM | |
| KR20200047585A (en) | GBIAS for rate-based autopilot | |
| RU2694934C1 (en) | Rotating self-guided missile | |
| US4383662A (en) | Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via gimbal angle controller autopilot | |
| RU2397435C1 (en) | Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile | |
| KR102193972B1 (en) | Apparatus and Method for Impact Angle Control using Lock Angle and Line of Sight | |
| RU183670U1 (en) | Rotating homing missile | |
| CN111221348B (en) | Sideslip correction method applied to remote guidance aircraft | |
| RU2583347C1 (en) | Method of long-range target capture of zone missile homing head and long missile guidance system | |
| Khamis et al. | Nonlinear Finite‐Horizon Regulation and Tracking for Systems with Incomplete State Information Using Differential State Dependent Riccati Equation | |
| RU2216707C1 (en) | Rotating self-guided rocket | |
| US3206143A (en) | Controller for guiding a missile carrier on the location curve of ballistic firing positions | |
| US3083666A (en) | Projectile aiming system | |
| RU139459U1 (en) | TARGET CONTROL DEVICE AND LAUNCHING ROCKET | |
| KR102242124B1 (en) | Re-acquisition of a remote-track command-guided vehicle with the tracker's field of view | |
| Zarchan | Boost-phase filtering options: is simpler better? | |
| US5805102A (en) | Apparatus for directing a mobile craft to a rendevous with another mobile craft | |
| RU2613016C1 (en) | Method of missile placing into track initiation area by homing head and device for its implementation | |
| RU2582308C1 (en) | Method of firing missiles controlled by laser beam, and optical sight of missile guidance system | |
| RU2224972C2 (en) | Guided missile guidance system | |
| RU2473864C1 (en) | Method of forming control instruction to single-channel missile spinning in roll angle and device to this effect (versions) | |
| RU2192605C2 (en) | Method of guidance of remote-controlled rocket and guidance system for its realization | |
| RU2275671C1 (en) | Pilot-free flying vehicle control system | |
| RU2148236C1 (en) | Method for missile guidance on target | |
| RU2498192C2 (en) | Principle of optic beam guidance of missile launching from mobile carrier |