Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, система управления ракетой, способ измерения угла крена на ракете, гироскопический измеритель угла крена, способ формирования синусного и косинусного сигналов на ракете, вращающейся по углу крена, и синус-косинусный формирователь системы управления ракетой

Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, система управления ракетой, способ измерения угла крена на ракете, гироскопический измеритель угла крена, способ формирования синусного и косинусного сигналов на ракете, вращающейся по углу крена, и синус-косинусный формирователь системы управления ракетой

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемая группа изобретений относится к области вооружения, а именно к способу и системам управления ракетами, вращающимися по углу крена.

Известны способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой [Патент России №2351875 от 10.04.09 г., МКИ⁸ F42B 15/01], выбранные в качестве прототипа. Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, включающий декодирование принимаемых сигналов по курсу и тангажу, измерение и интегрирование скорости вращения ракеты по углу крена, при достижении которой заданной величины формируют устанавливающие импульсы, считаемое количество которых представляет собой 4-разрядное двоичное число, логические уровни которого преобразуют в импульсные сигналы, которыми из декодированных принимаемых сигналов формируют команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде 16-ступечатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов, и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты.

Известная система управления ракетой, использующая этот способ, содержит последовательно соединенные приемник и аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, а также датчик угловой скорости, соединенный с интегрирующим входом сбрасываемого интегратора, задающий вход которого подключен к задатчику углового интервала, устройство установки в исходное состояние соединено со входами установки в исходное состояние сбрасываемого интегратора и синус-косинусного преобразователя, счетный вход которого соединен с выходом сбрасываемого интегратора, выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус-косинусного преобразователя, первый и второй выходы которого соединены соответственно с первым и вторым входами рулевого привода.

Далее по тексту последовательно соединенные приемник и аппаратура разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу названы приемным трактом ["Основы радиоуправления" под ред. В.А.Вейцеля и Типугина В.Н. "Сов. радио", 1973 г., стр.247, рис.4.28]. Кроме того, как следует из описания известной системы управления (например, см. фиг.2 и 3), синус-косинусный преобразователь при постоянной величине декодированных сигналов по курсу Z и тангажу Y (частный случай) выполняет (в том числе) функцию синус-косинусного формирователя, которая используется в заявленном техническом решении.

Как следует из изложенного выше, известные способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и система управления ракетой используют триггерные функции: счет количества импульсов с угловым интервалом следования 22,5°. При счете количества импульсов осуществляют их суммирование, в том числе и при изменении направления вращения ракеты по углу крена на противоположное.

Следовательно, недостатком известных способов формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, и системы управления ракетой является формирование ложных (дополнительных) импульсов при изменении направления вращения ракеты по крену, что не соответствует величине угла крена ракеты, а значит, ограничивает область применения, снижая эффективность управления ракетой.

Известные способ формирования линеаризированного сигнала и линеаризатор сигнала для его осуществления [Патент России №2282129 от 20.08.06 г., МКИ⁷ F41G 7/00] являются совместно с датчиком угла крена по выполняемой функции соответственно способом измерения угла крена на ракете, вращающейся по углу крена, и гироскопическим измерителем угла крена его реализующим, которые выбраны в качестве прототипа. В известном способе измерения угла крена на ракете, вращающейся по углу крена, с помощью гироскопического датчика угла крена формируют в каждый креновый период первую и вторую последовательности с нулевыми и единичными логическими уровнями, длительности которых равны угловому интервалу 180° и сдвинуты относительно друг друга на 90°, из которых формируют интервалы, соответствующие одной четверти кренового периода, измеряют во времени длительность текущего временного интервала, по которой выставляют величину размаха линеаризированного сигнала, соответствующую последующему временному интервалу, текущая величина которого в каждой четверти кренового периода (квадранте) соответствует величине угла крена ракеты.

Известный гироскопический измеритель угла крена ракеты, использующий этот способ (см. описание Патента России №2282129 от 20.08.06 г.), содержит гироскоп с двумя парами светодиод-фотодиод, в каждой из которых светодиод и фотодиод разделяют непрозрачным растром с прозрачной по окружности прорезью, длительностью, равной половине длины окружности, при этом центр растра закреплен на оси гироскопа, а первая и вторая пары светодиод-фотодиод установлены на корпусе гироскопа и сдвинуты относительно друг друга на 90°, выходы фотодиодов из первой и второй пары соединены соответственно с первым и вторым нагрузочными резисторами, а также с входами соответственно первого и второго пороговых устройств, выходы которых соединены соответственно с первым и вторым входами логической схемы исключающее ИЛИ, выход которой соединен с входом линеаризатора сигнала.

Недостатком известных способа измерения угла крена ракеты и гироскопического измерителя угла крена ракеты, его реализующим, является то, что сигнал величины угла крена ракеты формируют с учетом длительности предыдущей четверти крена, при котором образуется ошибка при изменении угловой скорости вращения ракеты по крену, что снижает точность измерения величины угла крена. Кроме того, известное техническое решение не функционирует при изменении направления вращения ракеты по углу крена, т.к. линеаризация сигнала производится по текущему времени, которое при изменении направления вращения не может изменить свой ход на обратный. Перечисленные выше недостатки снижают эффективность управления ракетой.

Известны способ преобразования импульсов на ракете, вращающейся по углу крена, для формирования команд управления на ней и синус-косинусный преобразователь системы управления ракетой, вращающейся по углу крена [Патент России №2351875 от 10.04.09 г., МКИ⁸ F42G 7/00], которые выбраны в качестве прототипа. Способ преобразования импульсов на ракете, вращающейся по углу крена, для преобразования команд управления на ней (с учетом описания), заключающийся в том, что осуществляют подсчет количества импульсов и формирование из них двоичного числа, изменяемого от 0 до 15 на угловом интервале 0°-360°, из логических уровней первого и третьего разрядов двоичного числа формируют первые импульсы, а из второго и третьего - вторые импульсы, которыми коммутируют команду управления ракеты по курсу с периодом повторения коэффициентов передачи 0,2; 0,56; 0,83; 0,98; 0,98; 0,83; 0,56 и 0,2, а по тангажу - 0,98; 0,83; 0,56; 0,2; 0,2; 0,56; 0,83 и 0,98, соответствующие угловым интервалам 0°-180°, 180°-360°, при этом соответствующим логическим уровнем четвертого разряда двоичного числа инвертируют в угловых интервалах 180°-360° команду управления ракеты по курсу, дополнительно из логических уровней третьего и четвертого разрядов двоичного числа формируют третьи импульсы, которые инвертируют в угловых интервалах 90°-270° команду управления ракеты по тангажу.

Известный синус-косинусный преобразователь, реализующий способ преобразования импульсов на ракете, вращающейся по углу крена, для преобразования команд управления на ней содержит счетчик импульсов, первый и третий выходы которого соединены с первым и вторым входами первой логической схемы исключающее ИЛИ, а второй и третий выходы - с первым и вторым входами второй логической схемы исключающее ИЛИ, при этом выходы первой и второй схем исключающее ИЛИ соединены соответственно с первым и вторым входами первого перемножителя, третий вход которого соединен с четвертым выходом счетчика импульсов, первый и второй входы второго перемножителя соединены с выходами первой и второй логических схем исключающее ИЛИ, при этом третий и четвертый выходы счетчика импульсов соединены соответственно с первым и вторым входами третьей логической схемы исключающее ИЛИ, выход которой соединен с третьим входом второго перемножителя, причем входами синус-косинусного преобразователя являются вход установки в исходное состояние счетчика импульсов, курсовой вход первого перемножителя и тангажный вход второго перемножителя, а выходами - выходы первого и второго перемножителей.

Как следует из известного технического решения, синус-косинусный преобразователь системы управления ракетой, вращающейся по углу крена, использует способ преобразования импульсов на ракете, при этом формируемые синусный и косинусный сигналы имеют амплитуды, равные величине декодированных сигналов, соответственно, по курсу и тангажу, т.е. модулируются по амплитуде. А при подаче вместо декодированных сигналов по курсу и тангажу на курсовой вход первого перемножителя и тангажный вход второго перемножителя, являющихся входами синус-косинусного преобразователя, например, напряжений от источника питания, на их синусном и косинусном выходах будут сигналы, аналогичные в заявленном техническом решении.

Таким образом, известный способ преобразования импульсов на ракете, вращающейся по углу крена, для формирования команд управления на ней также может выполнять функцию формирования синусного и косинусного сигналов. В соответствии с изложенным, способ преобразования импульсов на ракете, вращающейся по углу крена, для формирования команд управления на ней, далее назван способом формирования синусного и косинусного сигналов на ракете, вращающейся по углу крена, для формирования команд управления на ней. Аналогично и для синус-косинусного преобразователя названого синус-косинусным формирователем, что отмечалось ранее.

Недостатком известных способа формирования синусного и косинусного сигналов на ракете, вращающейся по углу крена, для формирования команд управления на ней и синус-косинусного формирователя, его реализующего, является то, что считываемое количество импульсов далее преобразуют в импульсные сигналы, которыми осуществляют преобразование команд управления, которые при изменении направления вращения ракеты по углу крена формируются ложными. Ложные команды управления формируются также из-за дополнительных импульсов, которые возникают при дрожании растра, разделяющего светодиоды и фотодиоды границей раздела свет - тень, например, при воздействии на ракету вибраций. Это снижает эффективность управления.

Задачей предлагаемой группы изобретений является обеспечение работоспособности при изменении направления вращения ракеты по углу крена, при повышении помехоустойчивости и точности, а в целом - повышение эффективности управления ракетой, вращающейся по углу крена.

Поставленная задача решается за счет того, что в способе формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, включающем декодирование принимаемых сигналов по курсу и тангажу и формирование двоичного числа, соответствующего величине угла крена ракеты, новым является то, что измеряют величину угла крена ракеты, формируемую в виде сигнала в n-разрядном коде Грея, который преобразуют в двоичное число, содержащее n-разрядов, логические уровни которого вырабатывают многоступенчатую аппроксимацию сигналов синусоиды и косинусоиды, формирующих из декодированных принимаемых сигналов команды управления ракетой соответственно по курсу и тангажу, при этом величину каждого дискретного значения в многоступенчатой аппроксимации сигналов синусоиды и косинусоиды образует соответствующая величина k-разрядного двоичного числа, а количество дискретных значений по углу в каждый период крена определяет величина n-разрядного двоичного числа, где n и k - заданные, требуемые количества разрядов в соответствующих двоичных числах.

Система управления на ракете, вращающейся по углу крена, реализующая этот способ, содержит приемный тракт, синус-косинусный формирователь и первый рулевой привод, новым является то, что она снабжена гироскопическим измерителем угла крена, логической схемой исключающее ИЛИ, преобразователем команд управления и вторым рулевым приводом, при этом курсовой и тангажные выходы приемного тракта соединены соответственно с первым и вторым входами преобразователя команд управления, адресные входы управления коммутациями синус-косинусного формирователя соединены с выходами соответственно d₁… и d_n-2 гироскопического измерителя угла крена, выход d_n-1 которого соединен с адресным входом управления переключением синус-косинусного формирователя и первым входом логической схемы исключающее ИЛИ, второй вход которой соединен с выходом d_n гироскопического измерителя угла крена, косинусный цифровой сигнал с первого выхода синус-косинусного формирователя и его знаковый разряд с выхода логической схемы исключающее ИЛИ соединены с третьим входом преобразователя команд управления, четвертый вход которого соединен с синусным цифровым сигналом со второго выхода синус-косинусного формирователя и его знаковым разрядом с выхода d_n гироскопического измерителя угла крена, пятый и шестой входы преобразователя команд управления соединены с выходами соответственно первого и второго рулевых приводов, входы которых соединены соответственно первым и вторым выходами преобразователя команд управления.

В способе измерения угла крена ракеты, вращающейся по углу крена, включающем формирование гироскопическим датчиком угла крена в каждый креновый период первой и второй последовательностей логических уровней, длительности которых равны угловому интервалу 180°, новым является то, что формируют дополнительные последовательности логических уровней, начиная с третьей, в каждой из которых нулевые и единичные логические уровни имеют одинаковые длительности по угловой величине (φ_N), равные φ_N=360°/2^N-1, где N=3, 4,…n - отсчеты дополнительных последовательностей логических уровней, при этом первую, вторую и дополнительные последовательности логических уровней образуют соответственно разряды q_n, q_n-1 и дополнительные q_n-2, … и q₁, формирующие число в n-разрядном коде Грея, причем во всех формируемых последовательностях логических уровней моменты переходов из нулевых уровней в единичные, ближайшие к величине угла крена ракеты, равной 0°, должны отставать по фазе от 0° на величину (A(φ_N), равную Δφ_N=360°/2^N, где N=1, 2, 3, … n - отсчетов последовательностей логических уровней, соответствующих q_n, q_n-1, q_n-2, … и q₁, которые преобразуют в двоичное n-разрядное число d_n, d_n-1 d_n-2, ... и d₁, соответствующее измеренной величине угла крена ракеты.

Гироскопический измеритель угла крена системы управления ракетой, содержащий первую логическую схему исключающее ИЛИ и гироскопический датчик угла крена, включающий гироскоп, на оси внешней рамки которого закреплен непрозрачный растр с прозрачными по окружности участками, и две пары светодиод-фотодиод, разделяемые растром и размещенные на корпусе гироскопа, выходы фотодиодов из первой и второй пары соединены соответственно с первым и вторым нагрузочными резисторами, новым является то, что он снабжен дополнительно третьей и четвертой парами светодиод-фотодиод, размещенными на корпусе гироскопа и разделяемые растром, четырьмя пороговыми устройствами, второй и третьей логическими схемами исключающее ИЛИ, при этом выходы первого, второго, третьего и четвертого фотодиодов из соответствующих пар соединены соответственно с первым, вторым, третьим и четвертым пороговыми устройствами, выходы третьего и четвертого фотодиодов соединены соответственно с третьим и четвертым нагрузочными резисторами, причем выходы второго, третьего и четвертого пороговых устройств соединены с первыми входами соответственно первой, второй и третьей логических схем исключающее ИЛИ, при этом выход первого порогового устройства и второй вход первой логической схемы исключающее ИЛИ являются выходом четвертого (старшего разряда) двоичного числа гироскопического измерителя угла крена системы управления ракетой, выходом третьего разряда двоичного числа которого являются выход первой логической схемы исключающее ИЛИ и второй вход второй логической схемы исключающее ИЛИ, выход второй логической схемы исключающее ИЛИ и второй вход третьей логической схемы исключающее ИЛИ являются выходом второго разряда двоичного числа гироскопического измерителя угла крена системы управления ракетой, первым выходным разрядом двоичного числа которого является выход третьей логической схемы исключающее ИЛИ.

В способе формирования синусного и косинусного сигналов на ракете, вращающейся по углу крена, для формирования команд управления на ней, включающем формирование двоичного числа в параллельном виде, изменяемого в угловом интервале крена ракеты 0°-360°, новым является то, что двоичное число в параллельном виде формируют в виде n-разрядного, из которого выделяют 1, … и n-2 разряды, логические уровни которых в каждом квадранте углового интервала, начиная с 0°, выставляют соответствующие дискретные величины сигналов нарастания и спада, определяемые k-разрядным двоичным числом в параллельном виде, при этом логическими уровнями n-1 разряда двоичного числа и его инвертированными значениями формируют порядок чередования следования сигналов нарастания и спада, в результате которого вырабатывают дискретные цифровые величины синусоиды и косинусоиды, в качестве знаковых разрядов которых используют соответственно n-й разряд двоичного числа и этот же разряд, сдвинутый на 90°, при этом величина дискретов синусоиды и косинусоиды по углу крена равна 360^о/n, а порядок их следования в каждом квадранте определяет значения дискретных амплитуд К_м в соответствии с выражением

К М = sin 90 ∘ ( M − 0,5 ) n ,

где М=1, 2, … 2^n-2 - отсчеты дискретных значений в порядке их следования для сигналов нарастания и обратный отсчет для сигналов спада.

Синус-косинусный формирователь системы управления ракетой, содержащий формирователи синусоиды и косинусоиды, новым является то, что он снабжен М задатчиками чисел и логической схемой НЕ, при этом выходы а₁ а₂,... и а_k первого, б₁ б₂,... и б_k второго, … и м₁ м₂, … и м_k М-го задатчиков чисел соединены соответственно с входами коммутаций сигналов формирователей синусоиды и косинусоиды, выход логической схемы НЕ соединен с первыми входами управления переключениями формирователей соответственно синусоиды и косинусоиды, причем входы управления коммутациями формирователей синусоиды и косинусоиды являются адресными входами управления коммутациями d₁ ... и d_n-2 синус-косинусного формирователя системы управления ракетой, адресным входом управления переключением d_n-1 которого являются вторые входы управления переключениями формирователей соответственно синусоиды и косинусоиды, а также вход логической схемы НЕ, цифровые выходы формирователей синусоиды и косинусоиды являются соответственно первым и вторым выходами синус-косинусного формирователя системы управления ракетой.

При этом формирователь синусоиды выполнен в виде k мультиплексоров сигналов нарастания и первого переключателя сигналов, входы переключения А₁ А₂, … и А_k которого соединены с выходами соответственно первого, второго,... и k-го мультиплексоров сигналов нарастания, при этом первые а₁ а₂,... и а_k , вторые б₁ б₂, … и б_k, … и последние м₁ м₂, … и м_k входы коммутаций сигналов из первого, второго, … и k-го мультиплексоров сигналов нарастания являются входами коммутаций формирователя синусоиды, входами управления коммутациями которого являются управляемые входы А₁ … и А_n-2 первого, второго, … и k-го мультиплексоров сигналов нарастания, входы переключений В₁, В₂, … и В_k первого переключателя сигналов являются входами сигналов спада формирователя синусоиды, первый и второй входы управления переключениями которого являются соответственно входы управления А и В первого переключателя сигналов, а цифровым выходом формирователя синусоиды является цифровой выход первого переключателя сигналов.

Формирователь косинусоиды выполнен в виде k мультиплексоров сигналов спада и второго переключателя сигналов, входы переключения В₁, В₂, … и В_k которого соединены с выходами соответственно первого, второго,... и k-го мультиплексоров сигналов спада, при этом первые м₁ м₂,... и м_k, предпоследние б₁ б₂, … и б_k и последние а₁ а₂, … и а_k входы коммутаций из первого, второго … и k-го мультиплексоров сигналов спада являются входами коммутаций формирователя косинусоиды, входами управления коммутациями которого являются управляемые входы А₁, … и А_n-2 первого, второго, … и k-го мультиплексоров сигналов спада, входы переключений А₁ А₂, … и А_k второго переключателя сигналов являются входами сигналов нарастания формирователя косинусоиды, первый и второй входы управления переключениями которого являются соответственно входы управления В и А второго переключателя сигналов, а цифровым выходом формирователя косинусоиды является цифровой выход второго переключателя сигналов.

Заявленный способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, реализуется следующим образом. Декодируют принимаемые сигналы управления ракетой по курсу "Z" и тангажу "Y". Кроме того, формируют на ракете двоичное число, соответствующее величине угла крена ракеты.

Измеряют, например, гироскопическим измерителем угла крена величину угла крена ракеты, формируемую в виде n-разрядного сигнала в коде Грея. Преобразуют n-разрядный сигнал в коде Грея в двоичное n-разрядное число, логические уровни которого формируют многоступенчатую аппроксимацию сигналов синусоиды и косинусоиды. Сигналы синусоиды и косинусоиды формируют из декодированных принимаемых сигналов команды управления ракетой соответственно по курсу "Z" и тангажу "Y"

Величину каждого дискретного значения в многоступенчатой аппроксимации сигналов синусоиды и косинусоиды образует соответствующая величина k-разрядного двоичного числа, а количество дискретных значений по углу в каждый период крена определяет величина n-разрядного двоичного числа, где n и k - заданные, требуемые количества разрядов в соответствующих двоичных числах.

Таким образом, дискретные сигналы синусоиды и косинусоиды имеют постоянную (неизменяемую) амплитуду, при этом значения этих сигналов не зависят от направления вращения ракеты по углу крена. Кроме того, частота сигналов синусоиды и косинусоиды равна частоте вращения ракеты, которая может изменяться от нулевого значения (ракета не вращается) до максимально заданной.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, приведенными на фиг.1, 2, 3, 4, 5 и 6. На фиг.1 представлена структурная электрическая схема системы управления ракетой, вращающейся по углу крена, где 1 - приемный тракт (ПТ); 2 - преобразователь команд управления (ПКУ); 3а и 3б - первый и второй рулевые приводы соответственно (РП1 и РП2); 4 - гироскопический измеритель угла крена (ГИУ); 5 - синус-косинусный формирователь (СКФ); 6 - логическая схема исключающее ИЛИ (ИСК); 7а, 7б, 7в и 7г - первый, второй, третий и четвертый блоки вычитания соответственно (БВ1, БВ2, БВ3 и БВ4); 8а, 8б, 8г и 8д - первый, второй, третий и четвертый сумматоры соответственно (C1, С2, С3 и С4); 9а и 9б - первый и второй триггерные устройства соответственно (ТУ1 и ТУ2); 10а, 10б, 10в, 10г, 10д, 10е, 10ж и 10з - первый, второй, третий, четвертый, пятый, шестой, седьмой и восьмой перемножители; 11а, 11б, 11в и 11г -первый, второй, третий и четвертый усилители мощности соответственно (УМ1, УМ2, УМ3 и УМ4); 12а, 12б, 12в и 12г - первая, вторая, третья и четвертая рулевые машинки соответственно (РМ1, РМ2, РМ3 и РМ4); 13а и 13б - первый и второй потенциометры обратной связи соответственно (ПОС1 и ПОС2); 14а и 14б - первый и второй усилители соответственно (У1 и У2).

В системе управления на ракете, вращающейся по углу крена, курсовой и тангажные выходы приемного тракта 1 соединены соответственно с первым и вторым входами преобразователя команд управления 2. Адресные входы управления коммутациями синус-косинусного формирователя 5 соединены с выходами соответственно d₁, … и d_n-2 гироскопического измерителя угла крена 4, выход d_n-1 которого соединен с адресным входом управления переключением синус-косинусного формирователя 5 и первым входом логической схемы исключающее ИЛИ 6. Второй вход логической схемы исключающее ИЛИ 6 соединен с выходом d_n гироскопического измерителя угла крена 4.

Косинусный цифровой сигнал с первого выхода синус-косинусного формирователя 5 и его знаковый разряд с выхода логической схемы исключающее ИЛИ 6 соединены с третьим входом преобразователя команд управления 2. Четвертый вход преобразователя команд управления 2 соединен с синусным цифровым сигналом со второго выхода синус-косинусного формирователя 5 и его знаковым разрядом с выхода d_n гироскопического измерителя угла крена 4. Пятый и шестой входы преобразователя команд управления 2 соединены с выходами соответственно первого 3а и второго 3б рулевых приводов, входы которых соединены соответственно первым и вторым выходами преобразователя команд управления 2.

Приемный тракт 1 может быть выполнен аналогичному в прототипе, за исключением того, что выходные сигналы "Z" и "Y" приемного тракта - двоичное, например, параллельное число. Логическая схема исключающее ИЛИ 6, например, микросхема 564 ЛП2. Структурные электрические схемы гироскопического измерителя угла крена 4 и синус-косинусного формирователя 5 приведены соответственно на фиг.2 и фиг.5.

Структурные электрические схемы преобразователя команд управления 2, первого 3а и второго 3б рулевых приводов, приведенные в качестве примера выполнения на фиг.1, известны [патент России №2235969 от 03.12.02 г., МКИ⁷ F42B 15/01]. В этом известном устройстве формирования команд управления вращающейся вокруг продольной оси ракетой, приведенном на фиг.2 [см. патент России №2235969], все восемь модуляторов (названные умножителями в заявленном техническом решении) в цифровом виде могут быть выполнены на постоянных запоминающих устройствах, например, на микросхемах 556РТ7, адреса строк и столбцов которых являются первым и вторым цифровыми входами для двоичных чисел, где умножение производят табличным способом. Также цифровыми могут быть выполнены сумматоры и блоки вычитания.

Заявленная система управления ракетой, вращающейся по углу крена, реализующая способ управления ракетой, вращающейся по углу крена, приведенная на фиг.1, работает следующим образом. На вход приемного тракта 1 поступает электромагнитное излучение, например, используемое в системе командного радиоуправления, в соответствии с которым на его выходе выделяются сигналы (команды) управления ракетой по курсу "Z" и тангажу "Y". Эти сигналы управления, например, в двоичном параллельном коде (со знаком) поступают соответственно на первый и второй входы преобразователя команд управления 2.

Гироскопический измеритель угла крена 4 измеряет угол крена на ракете и формирует выходной сигнал в виде двоичного параллельного n-разрядного числа, например, для упрощения 4-разрядного. Логические уровни первого (младшего) d₁, … и (n-2)-го d_n-2 (в данном случае второго d₂) разрядов двоичного числа с выходов гироскопического измерителя угла крена 4 поступают на соответствующие адресные входы управления коммутацией синус-косинусного формирователя 5. Логические уровни (n-1)-гo d_n-1 (в данном случае третьего d₃) разряда двоичного числа с выхода гироскопического измерителя угла крена 4 поступают на адресный вход управления переключением синус-косинусного формирователя 5. При этом на первом и втором выходах синус-косинусного формирователя 5 формируются два двоичных k-разрядных параллельных числа, величины которых изменяются по законам изменения соответственно косинусоиды и синусоиды (без знакового разряда), которые поступают соответственно на третий и четвертый входы преобразователя команд управления 2.

При этом (n) разряд (в данном случае четвертый d₄) двоичного числа с выхода гироскопического измерителя угла крена 4, являющийся знаковым разрядом сигнала синусоиды, также поступает на четвертый вход преобразователя команд управления 2.

Одновременно третий (d₃) и четвертый (d₄) разряды двоичного числа с выхода гироскопического измерителя угла крена 4 поступают на первый и второй входы логической схемы исключающее ИЛИ 6, на выходе которой формируется знаковый разряд для сигнала косинусоиды, т.е. сигнал сдвинутый по фазе на 90° относительно четвертого разряда. Сигнал с выхода логической схемы исключающее ИЛИ 6 поступает на третий вход преобразователя команд управления 2.

Далее осуществляют преобразование команд управления, учитывающих вращение ракеты по углу крена φ относительно не вращающейся системы координат, например, пункта управления (при величине начального угла фазирования, равной 0°) посредством первого 10а, второго 10б, третьего 10в, четвертого 11г перемножителей вместе со вторым сумматором 8б и третьим блоком вычитания 7в в соответствии с формулами

U 8 б = U Y ⋅ cos ϕ + U Z ⋅ sin ϕ ,                          (1)

U 7 В = U Z ⋅ cos ϕ + U Y ⋅ sin ϕ ,                          (2)

где величины cosφ и sinφ равны двоичным числам на соответствующих третьем и четвертом входах преобразователя команд управления 2.

С выходов второго сумматора 8б и третьего блока вычитания 7в сигналы поступают на входы соответственно первого 3а и второго 3б рулевых приводов, которые являются первыми входами первого 8а и третьего 8г сумматоров. На вторые входы этих сумматоров поступают сигналы с потенциометров обратной связи соответственно с первого 13а и второго 13б, движки которых кинематически связаны с рулями. Выходы первого 8а и третьего 8г сумматоров подключены к входам соответственно первого 9а и второго 9б триггерных устройств (триггеры Шмитта). Далее сигнал в каждом канале усиливается одним из двух ключевых противофазных усилителей мощности первым 11а и вторым 11б, а также третьим 11в и четвертым 11г, в зависимости от фазы поступающего сигнала.

С усилителя мощности сигнал поступает в обмотку соответствующего управляющего электромагнита, который управляет работой соответствующих рулевых машинок первой 13а, второй 13б, третьей 13в и четвертой 13г, обеспечивающими пропорциональность угла отклонения руля амплитуде входного сигнала. Вследствие наличия положительной обратной связи и триггерного устройства рули работают в автоколебательном режиме.

Таким образом, на выходах первого 13а и второго 13б потенциометров обратной связи формируется информация об отклонениях рулей, которая используется для получения автоколебаний в контуре каждого рулевого привода.

Кроме того, эту информацию используют в качестве обратной связи по огибающей выходных сигналов первого и второго рулевых приводов. Для этого осуществляют ее преобразование, при котором сигналы с выходов первого 13а и второго 13б потенциометров обратной связи поступают на первые входы соответственно пятого 10д, шестого 10е, седьмого 10ж и восьмого 10з перемножителей. При этом на вторые входы пятого 10д и восьмого 10з поступает величина cosφ, а на вторые входы шестого 10е и седьмого 10ж перемножителей - величина sinφ. Вместе с четвертым блоком вычитания 7г и четвертым сумматором 8г осуществляют преобразование огибающих выходных сигналов из каждого рулевого привода из вращающейся, связанной с ракетой системы координат, в не вращающуюся систему координат, например, пункта управления (при величине начального угла фазирования, равной 0°), в соответствии с формулами.

U 7 г = U δ 1 ⋅ cos φ + U δ 2 ⋅ sin φ ,                          (3)

U 8 г = U δ 2 ⋅ cos φ + U δ 1 ⋅ sin φ ,                          (3)

где U_δ1 и U_δ2 - сигналы с выходов потенциометров обратной связи первого 3а и второго 3б рулевых приводов.

На первом 7а и втором 7б блоках вычитания осуществляется сравнение сигналов управления ракетой с сигналами с выходов соответственно первого 14а и второго 14б усилителей.

Таким образом, преобразователь команд управления 2, первый 3а и второй 3б рулевые приводы функционируют так же, как и в известном устройстве [патент России №2235969 от 03.12.02 г., МКИ⁷ F42B 15/01].

Заявленный способ измерения угла крена ракеты, вращающейся по углу крена, реализуется следующим образом. Формируют гироскопическим датчиком угла крена с оптронными парами светодиод-фотодиод, разделенными растром, в каждый креновый период (угловой интервал крена 0°-360°) первую и вторую последовательности логических уровней (нулевые и единичные). Длительности каждой из этих двух последовательностей равны угловому интервалу 180°.

Формируют дополнительные последовательности логических уровней, начиная с третьей, в каждой из которых нулевые и единичные логические уровни имеют одинаковые длительности по угловой величине (φ_N), равные

ϕ N = 360 ° / 2 N − 1 ,                                                          (5)

где N=3, 4 … n - отсчеты дополнительных последовательностей логических уровней.

Как следует из выражения (5), N_макс=n. При этом первую, вторую и дополнительные последовательности логических уровней образуют соответственно разряды q_n (старший), q_n-1 и дополнительные q_n-2, … q₁ (младший), формирующие n-разрядное число в коде Грея. Кроме того, во всех формируемых последовательностях логических уровней моменты переходов из нулевых уровней в единичные (фронты нарастания), ближайшие к величине угла крена ракеты, равной 0°, должны отставать по фазе от 0° на величину (Δφ_N), равную

Δ φ N = 360 ∘ / 2 N ,                                     (6)

где N=1, 2, 3, … n - отсчеты последовательностей логических уровней, соответствующих q_n, q_n-1 q_n-2, … и q_1.

Как следует из выражения (6), в моменты переходов из нулевых уровней в единичные, ближайшие к величине угла крена ракеты, равной 0°, первой, второй, третьей, четвертой, пятой и т.д. последовательностей логических уровней, они отстают от величины угла крена ракеты 0° (по фазе) соответственно на 180°, 90°, 45°, 22,5°, 11,25° и т.д.

Таким образом, например, для n=4 первую и вторую последовательности логических уровней можно представить в виде разрядов чисел в коде Грея соответственно q₄ и q₃ (см. таблицу 1). Дополнительно формируют третью (соответствующую разряду q₂) и че