Способ формирования команд управления на ракете и система управления ракетой

Способ формирования команд управления на ракете и система управления ракетой

Реферат

Изобретение относится к способу и системам управления летательными аппаратами и может быть использовано в системах управления ракетами.

Известны способ формирования команд управления на ракете и система управления ракетой, основанная на нем ["Основы радиоуправления" под ред. Вейцеля В.А. и Типугина В.Н., М., Сов. радио, 1973 г., стр.246-248 рис.4.28, стр.49, 50 рис.1.27], выбранные в качестве прототипа. Способ формирования команд управления заключается в том, что на ракете разделяют и декодируют поканально принимаемые сигналы управления, корректируют их по амплитуде и фазе и из корректированных сигналов вырабатывают команды управления.

Известная система управления ракетой, использующая этот способ, содержит аппаратуру пункта управления, связанную электромагнитным излучением с ракетой, на которой расположены последовательно включенные приемник и аппаратура разделения каналов и декодирования, выходы которой по курсу и тангажу соединены со входами соответственно первого и второго корректирующих фильтров, выходы первого и второго корректирующих фильтров подключены соответственно к первому и второму входам блока формирования команд, выходы которого подключены ко входам силового привода.

В автопилот известной системы управления, а именно в контуры стабилизации по курсу и тангажу, для придания системе управления необходимых динамических и статических качеств входят корректирующие фильтры (устройства) соответственно по курсу и тангажу. Таким образом сигналы с выходов по курсу и тангажу аппаратуры разделения каналов и декодирования, фиксирующие отклонение ракеты от заданного режима полета, подаются на соответствующий им корректирующий фильтр, где их преобразуют чаще всего с добавлением к основному сигналу составляющих, пропорциональных производным или интегралу от входного сигнала [В.А.Павлов, С.А.Понырко, Ю.М.Хованский. "Стабилизация летательных аппаратов и автопилоты. Высшая школа, 1964 г., стр.149, 150].

Следовательно, в первоначальный момент времени при подаче электрического сигнала на вход корректирующего фильтра на его выходе формируется сигнал, характеризующий переходный процесс, длительность которого определяет постоянная времени корректирующего фильтра, что ухудшает качество управления ракетой. Это особенно актуально для ракет, траектории полета или начало управляемого полета которых параллельны и близки к поверхности земли или водной поверхности.

Следовательно, недостатком известного технического решения является увеличение вероятности разрушения ракеты от удара о поверхность из-за переходного процесса, например в момент встреливания ракеты в луч (для лучевой системы теленаведения), при траектории полета ракеты, близкой к поверхности земли или воды.

Задачей настоящего изобретения (способа формирования команд управления на ракете и системы управления ракетой) является улучшение качества управления ракетой за счет задержки начала управления ракетой на время переходного процесса в корректирующем фильтре.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе формирования команд управления на ракете, при котором разделяют и декодируют поканально принимаемые сигналы управления, корректируют их по амплитуде и фазе и из скорректированных сигналов вырабатывают команды управления, дополнительно в момент старта ракеты формируют одиночный импульс, который запрещает в каждом канале прохождение скорректированных сигналов управления, при этом длительность формируемого импульса должна быть не менее суммарной величины постоянной времени корректирующего фильтра и времени отсутствия сигналов управления с момента старта ракеты.

В системе управления ракетой, содержащей аппаратуру пункта управления, связанную электромагнитным излучением с ракетой, на которой расположены последовательно включенные приемник и аппаратура разделения каналов и декодирования, выходы которой по курсу и тангажу соединены со входами соответственно первого и второго корректирующих фильтров, а также последовательно включенные блок формирования команд и силовой привод, введены первая и вторая схемы запрета и последовательно включенные устройство запуска и таймер, выход которого соединен с первыми входами первой и второй схем запрета, при этом выходы первого и второго корректирующую фильтров подключены ко вторым входам соответственно первой и второй схем запрета, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами блока формирования команд.

Заявленный способ реализуется следующим образом. На ракете, например, телеориентируемой в луче, принимаемые сигналы управления разделяют и декодируют поканально, при этом вырабатывают два электрических сигнала U_кг и U_ку, соответствующие координатам ракеты по курсу "Z" и тангажу "Y".

Поскольку формирование команд на ракете осуществляет система автоматического управления, которая должна иметь определенные запасы устойчивости по амплитуде (модулю) и по фазе [В.П.Демидов, Н.Ш.Кутыев. "Управление зенитными ракетами", М., Военное издательство, 1989 г., стр.63, 64], то требуется корректировать сигналы управления по амплитуде и фазе, из которых вырабатывают затем команда управления.

Предварительно в момент старта ракеты формируют одиночный (разовый) импульс. Этот импульс запрещает в каждом канале (курсовом и тангажном) прохождение корректированных сигналов управления, а значит, и формирование из них команд управления, ухудшающих качество управления ракетой.

Длительность формируемого одиночного импульса (для каждого канала) должна быть не менее суммарной величины постоянной времени корректирующего фильтра и времени отсутствия сигналов управления с момента старта ракеты.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежом, на котором приведена структурная электрическая схема системы управления, где представлены: 1(АПУ) - аппаратура пункта управления, 2(Р) - ракета, 3(ПР) - приемник, 4(УЗ) - устройство запуска, 5(А) - автопилот, 6а(КФ1) и 6б(КФ2) - соответственно первый и второй корректирующие фильтры, 7(АРКД) - аппаратура разделения каналов и декодирования, 8(Т) - таймер, 9а(С31) и 9б(С32) - соответственно первая и вторая схемы запрета, 10(БФК) - блок формирования команд, 11(СП) - силовой привод.

В системе управления ракетой аппаратура пункта управления 1 связана электромагнитным излучением с ракетой 2 (приемником 3). На ракете 2 расположены последовательно включенные приемник 3 и аппаратура разделения каналов и декодирования 7, выхода которой по курсу и тангажу соединены со входами соответственно первого 6а и второго 6б корректирующих фильтров. Последовательно включены блок формирования команд 10 и силовой привод 11. Последовательно соединены устройство запуска 4 и таймер 8, выход которого соединен с первыми входами первой 9а и второй 9б схем запрета. Вторые входы схем запрета 9а и 9б подключены к выходам соответственно первого 6а и второго 6б корректирующих фильтров. Выходы первой 9а и второй 9б схем запрета соединены соответственно с первым и вторым входами блока формирования команд 10.

Аппаратура разделения каналов и декодирования 7, блок формирования команд 10 и силовой привод 11 могут быть выполнены, как в прототипе. Приемник 3 и аппаратура пункта управления 1 могут быть выполнены, например, с время-импульсной модуляцией (ВИМ) при оптической линии связи или с дополнительной амплитудной модуляцией (ВИМ-АМ) в радиолинии (как в прототипе), при этом аппаратура пункта управления 1, например для лучевой системы теленаведения, может содержать дополнительно сканирующее устройство и датчик угла сканирования по курсу и тангажу, который в соответствии с величиной угла сканирования диаграммы направленности луча задает величину команды.

В качестве устройства запуска 4 можно использовать, например при пушечном старте, индуктор, т.е. устройство, основанное на электромагнитной индукции: перемещение катушки в поле постоянного магнита, при котором возникает электродвижущая сила. Перемещение можно осуществлять, например, избыточным давлением, создаваемым при прокалывании капсуля пиропатрона, как в штатном артиллерийском снаряде. Индуктор формирует импульс напряжения, запускающий стартовый двигатель ракеты, расположенной в стволе пушки, гаубицы и т.д.

Таймер 8, например счетчик импульсов, счетный вход которого подключен к выходу генератора импульсов, вход установки счетчика импульсов в исходное состояние соединен с выходом устройства, формирующего одиночный импульс в момент выхода на рабочий режим бортового источника питания [Патент РФ №2220401 МКИ⁷ F 42 B 15/01 от 17.04.02], а выходы счетчика импульсов подключены соответственно к многовходовой логической схеме "И".

Корректирующие фильтры 6а и 6б могут быть выполнены как интегродифференцирующие устройства [Н.Н.Иващенко. "Автоматическое регулирование", М., Машиностроение, 1973 г., стр.173-176]. Схемы запрета 9а и 9б могут быть выполнены как электронный ключ, например, на транзисторе.

Система управления ракетой (см. чертеж) работает следующим образом. В первоначальный момент времени, при пуске ракеты устройство запуска 4 формирует импульс, который запускает таймер 8. На выходе таймера 8 формируется одиночный импульс, который поступает на первые входы схем запрета 9а и 9б.

После старта ракеты 2 и поступления электромагнитного излучения с выхода аппаратуры пункта управления 1 на ракету 2 на выходе приемника 3 формируется электрический сигнал, например с ВИМ. Этот сигнал поступает на вход аппаратуры разделения каналов и декодирования 7, которая разделяет ВИМ сигнал управления на сигналы, соответствующие каналу курса "Z" и тангажа "Y", а затем декодирует их.

Величины электрических сигналов по курсу U_кz и тангажу U_кy, соответствующие, например координатам ракеты по курсу "Z" и тангажу "Y" в лучевой системе теленаведения, с выходов аппаратуры разделения каналов и декодирования 7 поступают на входы, соответственно первого 6а и второго 6б корректирующих фильтров, где сигналы U_кz и U_кy корректируются по амплитуде и фазе, т.к. ракета 2 автоматически, например, телеориентируется в луче, т.е. электромагнитном поле управления, сформированным аппаратурой пункта управления 1.

Скорректированные электрические сигналы U_кz и U_кy с выходов корректирующих фильтров 6а и 6б поступают на вторые входы соответственно первой 9а и второй 9б схем запрета, на первые входы которых в первоначальный момент времени был подан с таймера 8 одиночный импульс, запрещающий прохождение сигнала.

Таким образом, на время, равное длительности одиночного импульса, сигналы на выходах схем 9а и 9б отсутствуют. С момента появления заднего фронта одиночного импульса на выходе схем запрета 9а и 9б появляются скорректированные сигналы по курсу и тангажу, которые поступают на соответствующие входе блока формирования команд 10. Блок 10 формирует команды управления (электрические сигналы, соответствующие им), которые подаются на вход силового привода 11.

Силовой привод 11 с помощью рулей отрабатывает команды управления и наводит ракету на цель.

Следовательно, в способе формирования команд управления на ракете, при котором в момент старта ракеты формируют одиночный импульс, который запрещает в каждом канале прохождение скорректированных сигналов управления, при этом длительность формируемого импульса должна быть не менее суммарной величины постоянной времени корректирующего фильтра и времени отсутствия сигналов управления с момента старта ракеты, улучшено качество управления ракетой за счет задержки начала управления ракетой на время переходного процесса в корректирующем фильтре.

Введение в систему управления ракетой первой и второй схем запрета и последовательно включенных устройства запуска и таймера, выход которого соединен с первыми входами первой и второй схем запрета, при этом выходы первого и второго корректирующих фильтров подключены ко вторым входам соответственно первой и второй схем запрета, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами блока формирования команд, улучшило качество управления ракетой.

1. Способ формирования команд управления на ракете, при котором разделяют и декодируют поканально принимаемые сигналы управления, корректируют их по амплитуде и фазе и из скорректированных сигналов вырабатывают команды управления, отличающийся тем, что в момент старта ракеты формируют одиночный импульс, который запрещает в каждом канале прохождение скорректированных сигналов управления, при этом длительность формируемого импульса должна быть не менее суммарной величины постоянной времени корректирующего фильтра и времени отсутствия сигналов управления с момента старта ракеты.

2. Система управления ракетой, содержащая аппаратуру пункта управления, связанную электромагнитным излучением с ракетой, на которой расположены последовательно включенные приемник и аппаратура разделения каналов и декодирования, выходы которой по курсу и тангажу соединены со входами соответственно первого и второго корректирующих фильтров, а также последовательно включенные блок формирования команд и силовой привод, отличающаяся тем, что введены первая и вторая схемы запрета и последовательно включенные устройство запуска и таймер, выход которого соединен с первыми входами первой и второй схем запрета, при этом выходы первого и второго корректирующих фильтров подключены ко вторым входам соответственно первой и второй схем запрета, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами блока формирования команд.