RU183670U1 - Rotating homing missile - Google Patents

Rotating homing missile Download PDF

Info

Publication number
RU183670U1
RU183670U1 RU2018118707U RU2018118707U RU183670U1 RU 183670 U1 RU183670 U1 RU 183670U1 RU 2018118707 U RU2018118707 U RU 2018118707U RU 2018118707 U RU2018118707 U RU 2018118707U RU 183670 U1 RU183670 U1 RU 183670U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
rocket
adder
missile
Prior art date
Application number
RU2018118707U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Викторович Грачиков
Александр Алексеевич Дулов
Андрей Федорович Емельянов
Сергей Евгеньевич Коломников
Александр Васильевич Кузин
Дмитрий Викторович Макаров
Сергей Викторович Питиков
Борис Николаевич Пустыгин
Андрей Игоревич Успенский
Original Assignee
Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" filed Critical Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения"
Priority to RU2018118707U priority Critical patent/RU183670U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU183670U1 publication Critical patent/RU183670U1/en

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42AMMUNITION; BLASTING
    • F42BEXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00Self-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)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Вращающаяся самонаводящаяся ракета относится к оборонной технике и может быть использована в ракетах с одноканальным управлением, запускаемых с плеча, а также с различных носителей, обеспечивающих, в том числе, залповую стрельбу по воздушным целям.A rotating homing missile belongs to defense technology and can be used in single-channel missiles launched from the shoulder, as well as from various carriers, including, among other things, volley fire at aerial targets.

Вращающаяся самонаводящаяся ракета содержит 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.A rotating homing missile contains an engine, a wing unit, an instrument compartment, including a rocket housing position sensor and a rocket control electric drive, an optical homing head, including an adjustable gyroscope with correction winding, a bearing winding, a gyro rotor position sensor winding, a reference signal generator, a descent sensor and autopilot with a missile pivot in the initial section.

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.

Figure 00000015
The proposed rotating homing missile allows launching both from the shoulder and from various carriers, including in the presence of target designation signals from the carrier for each missile, which facilitates aiming and carrier control during launch, reducing the preparation and launch time, the ability to carry out both volley launch of missiles for one target, and simultaneous launch of missiles for two targets from one carrier, with automatic rotation of the rocket (missiles) to the required lead angles for each A specific combination of starting conditions.
Figure 00000015

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.A rotating homing missile is a defense technique and can be used in rolls of single-channel controlled rockets that are launched from the shoulder, as well as from various carriers, including volley fire against aerial 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 instruction manual 9K38 TO. Moscow, "Military Publishing", 1987, p. 22-27) [1] as part of MANPADS "Igla" (9K38). The indicated rotating homing missile contains an engine, a wing block, a steering compartment, an optical homing head (OGS), which includes an initially adjusted corrected gyroscope with direction finding and correction coils, an autopilot with a command generator for launching a missile at the initial flight phase (FCR), and missile descent 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 missile (patent for invention No. 2216707 of the Russian Federation) [2]. Said rotating homing missile comprises an engine, a folding tail stabilizer, a hardware compartment with a tracking electric drive for the rocket controls, a missile and OGS sensor, including an adjustable gyro with direction finding and correction coils initially oriented at a given bearing angle, an autopilot whose functional diagram contains a series-connected strip bar filter, nonlinear correction device, first adder, first nonlinearity zone limiter, phase det a ctor, a notch filter, a second adder and a second nonlinearity zone limiter, the output of which is connected to a servo drive, a PCR is connected to the second input of the first adder, a reference voltage generator is connected to the second input of the phase detector, and a rocket angular velocity sensor is connected to the second input of the second adder, the FCR is made in the form of a first sequential branch connected to a bearing bearing coil, consisting of the first and second controlled keys, a third adder connected to the second input of the first sum a torus, and a second sequential 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 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 control input - with the output of a bistable element, the comparator output is connected to the control input of the second managed 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).The FKR generates a control signal at the initial portion of the flight, which ensures the automatic rotation of the aforementioned missiles to the required lead and elevation angles, provided that the "capture" of the target and the subsequent launch of the rocket occurs by turning the launch tube on the target so that the target is in sight MANPADS devices, the target axis of which is aligned with the axis of the OGS gyroscope (in this case, if there is a target in the field of view of the MANPADS sighting device, the target will also be in the OGS field of view).

Вышеупомянутые ракеты имеют следующие недостатки:The aforementioned 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 the carrier on the target, which complicates the design of the launcher, makes it difficult to control the carrier and aim, 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;- volley launch of missiles from one carrier can be carried 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 signal of the phase detector at the speed of the rocket, but at the same time, changes its phase shift when the speed of the rocket changes, which leads to a phase imbalance of the control signal, resulting in is a deterioration in the accuracy of rockets.

Наиболее близкой по своей технической сущности к предлагаемой полезной модели является вращающаяся самонаводящаяся ракета в составе комплекса 9КЗЗЗ (Руководство по эксплуатации, Часть 1 Техническое описание, Часть 4 9К333.00.00.000РЭЗ) [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 to the proposed utility model is a rotating homing missile in the complex 9KZZZ (Operation Manual, Part 1 Technical Description, Part 4 9K333.00.00.000 REZ) [3], selected as a prototype. Said rotating homing missile comprises an engine, a wing unit, an instrument compartment including a rocket housing position sensor and a rocket control electric actuator, an OGS, including an adjustable gyroscope initially oriented at a given bearing angle with a correction winding, a bearing winding, a gyro rotor position sensor coil, and a support shaper signals, descent sensor, autopilot, missile rotation scheme in the initial section (RNU).

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.Functional diagram of the autopilot of the indicated rotary homing missile (patent for invention No. 2400795) [4] contains a first phase detector, a first filter for extracting the average for the period of the input signal carrier, and a first low-pass filter, for series connection of a second phase detector, and a second middle filter for the period of the carrier of the input signal 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, as well as the third phase detector connected in series, the third filter the allocation of the average for the period of the carrier of the input signal, the third low-pass filter and the first functional unit connected in series to the fourth phase detector , a fourth filter for extracting the average signal carrier period for the period of the input signal, a fourth low-pass filter and a second function block, while 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 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 as a prototype uses a single-channel control system. To create a control force in any direction of space using one pair of rudders, a forced rotation is set relative to the longitudinal axis, while the rocket hull position sensor generates a signal proportional to the current angle of rotation of the rocket hull around the longitudinal axis, which is used as a reference coordinate system associated with the initial position rockets before launch. The signal from the AC correction winding, carrying information about the angular velocity of the target-rocket line of sight in the coordinate reference system rotating at the gyroscope speed, enters the autopilot, where it is converted to direct current signals displaying information about the angular velocity of the line of sight “rocket” -goal ”in a fixed Cartesian coordinate system associated with a rocket is filtered and after non-linear processing is converted into an input signal to the electric drive of the rocket controls in a rotating the rotation frequency of the rocket, the coordinate reference system, providing control of the rocket in two mutually perpendicular planes, which implements the selected guidance method - proportional approach, in which the control signal is proportional to the absolute angular velocity of rotation of the target-rocket line of sight. The phase and amplitude of the control signal supplied to the electric drive of the rocket controls determine the change in direction and intensity 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 in a single-channel rotating rocket [3], a structurally associated sensor of the position of the rocket body and autopilot [4], a change in the rotation frequency of the rocket 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 disadvantages as its analogues:

- 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 the carrier on the target, which complicates the design of the launcher, complicates the management of the carrier and aiming, and also increases the preparation time for launching the rocket.

- залповый пуск ракет с одного носителя возможно осуществлять только по одной цели.- volley launch of missiles from one carrier can be carried 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 that provides the possibility of its launch both from the shoulder and from various carriers, as in the case when the "capture" of the target and the subsequent launch of the rocket occurs by turning the axis of the OGS gyroscope relative to the longitudinal axis of the rocket along the outer axis relative to the missile target designation signal from the carrier so that the target is in the OGS field of view, regardless of the position of the sighting axis of the MANPADS sighting device, and in the case when the "capture" of the target and the subsequent launch of the missile It occurs by turning the launch tube to the target so that the target is in the field of view of the MANPADS sighting device, with the automatic rotation of the rocket at the required lead and elevation angles with minimal dependence on the influence of various kinds of external disturbing influences on the rocket trajectory in the initial flight area.

Техническим результатом предлагаемой полезной модели 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 proposed utility model is to facilitate aiming and control of the carrier during the launch of the rocket, reducing the time to prepare and launch the rocket, the ability to launch a salvo launch for various purposes from one 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 well as in the closest to it, selected as a prototype, containing an engine, a wing unit, an instrument compartment, including a position sensor for the rocket body and an electric drive for the rocket controls, an optical homing head, including an adjustable gyroscope with correction winding, bearing winding, gyro rotor position sensor winding, reference signal shaper, descent sensor and autopilot with missile rotation scheme at the initial section (RNU), fun the national circuit 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, a second phase detector in series, a second filter for extracting the average for the period of the input signal carrier and the second low-pass filter, while 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, wherein 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, while 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 removable 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 is connected to the second input of the third adder, the output of which connected to an electric drive rocket controls; connected in series to a third phase detector, a third filter for extracting an average for a period of an input signal carrier, a third low-pass filter and a first function block, sequentially connected for a fourth phase detector, a fourth filter for extracting an average for a period of an input signal carrier, a fourth low-pass filter and a second function block, at the same time, 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 inens 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 shaper, the control inputs of the first and second modulators are connected respectively to the third and fourth outputs of the reference signal shaper, and the winding of the rotor position sensor the gyroscope and the position sensor of the rocket body are connected respectively to the first and second inputs of the driver of the reference signals, the RNU circuit is made in the form of connected x to the output of the first low-pass filter of the first sequential branch, consisting of the first managed 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 the second connected to the output of the second low-pass filter a serial branch consisting of a third managed key, a second storage device, a sixth adder, a fourth managed key and a seventh adder, the output of which o connected to the second input of the first controlled limiter, the output of the first managed key connected to the second input of the fifth adder, and the output of the third managed 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 generating 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 output of the fourth low-pass filter; 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 descent 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 presented in the drawings, where Fig. 1 shows the layout of the proposed rocket, Fig. 2 shows the structural diagram of the OGS.

На фиг. 1 и фиг. 2 приняты следующие обозначения:In FIG. 1 and FIG. 2 adopted the following notation:

1 - двигатель;1 - engine;

2 - крыльевой блок;2 - wing block;

3 - датчик положения корпуса ракеты;3 - rocket housing position sensor;

4 - электропривод органов управления ракетой;4 - electric drive rocket controls;

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 gyro rotor position sensor;

10 - формирователь опорных сигналов;10 - driver of the reference signals;

11 - датчик схода;11 - vanishing sensor;

12 - первый фазовый детектор;12 - the first phase detector;

13 - первый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;13 is a first filter selection 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 - second phase detector;

16 - второй фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;16 is a second filter selection 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 - 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 is a third filter selection 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 - the fourth phase detector;

30 - четвертый фильтр выделения среднего за период несущей входного сигнала;30 - the fourth filter selection average for the period of the carrier of the input signal;

31 - четвертый фильтр низких частот;31 - 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 - the fourth adder;

36 - второй управляемый ключ;36 is a second managed key;

37 - пятый сумматор;37 - fifth adder;

38 - третий управляемый ключ;38 - the third managed key;

39 - второе запоминающее устройство;39 is a second storage device;

40 - шестой сумматор;40 - sixth adder;

41 - четвертый управляемый ключ;41 - the fourth managed key;

42 - седьмой сумматор;42 - seventh adder;

43 - первый блок формирования дополнительного сигнала управления;43 - the first block generating an additional control signal;

44 - второй блок формирования дополнительного сигнала управления;44 is a second block for generating an additional control signal;

45 - таймер.45 - timer.

Функционирование узлов вращающейся самонаводящейся ракеты производится следующим образом.The functioning of the nodes of a 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 managed keys 33 and 38 are closed, and the second and fourth managed keys 36 and 41 are open. The rocket control signal from correction winding 7 at the gyro rotor rotational speed corresponding to the magnitude and direction of the angular velocity of the target-rocket line of sight is fed to the information inputs of the first and second phase detectors 12 and 15:

Figure 00000001
Figure 00000001

где Uск - амплитуда сигнала, соответствующая величине угловой скорости линии визирования "ракета-цель";where U SK - the amplitude of the signal corresponding to the angular velocity of the line of sight "missile-target";

ωгир - частота вращения ротора гироскопа;ω gear - rotational speed of the gyro rotor;

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 missile-target 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 reference signal generator 10 respectively receive orthogonal reference signals at the rotational speed of the gyro rotor. These reference signals are generated on the basis of trigonometric transformations of the signals from the winding of the position sensor of the rotor of the gyroscope 9 and from the position sensor of the rocket body 3 to the first and second inputs of the driver of the reference signals 10:

Figure 00000002
Figure 00000002

Figure 00000003
Figure 00000003

где ωгир, ωр, ωгон - частоты вращения ротора гироскопа и ракеты и их суммарная частота;where ω gear , ω r , ω gon - rotational speed of the gyroscope and rocket rotor and their total frequency;

θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты;θ dates — angular error of the rocket hull position sensor;

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 second phase detectors 12 and 15, displaying information about the magnitude and direction of the angular velocity of the line of sight "missile-target" contained in the signal from the correction winding 7, in a fixed Cartesian coordinate system, are fed to the first and second filters the carrier period of the input signal 13 and 16, respectively, which further do not pass the harmonics of the signals at frequencies that are multiples of the rotational speed of the gyro rotor:

Figure 00000004
Figure 00000004

Figure 00000005
Figure 00000005

где Uск - амплитуда сигнала, соответствующая величине угловой скорости линии визирования "ракета-цель";where U SK - the amplitude of the signal corresponding to the angular velocity of the line of sight "missile-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 missile-target line of sight;

θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.θ dates is the angular error of the rocket hull position sensor.

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.Then the signals are fed to the first and second low-pass filters 14 and 17, which determine the noise band of the rocket’s autopilot, and then through the first and third controlled keys 33 and 38 to the first and second storage devices 34 and 39 and simultaneously through the fifth and seventh adders 37 and 42 - to the first controllable limiter 18, which protects the circuit from overloads, including impulse noise.

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 second adders 19 and 20, the missile control signal generated on the correction winding 7 is added to the signal from the outputs of the first and second functional blocks 28 and 32, respectively, intended, if necessary, to correct the missile control signal according to information about the bearing angle and its derivatives contained in the signal from the winding of the bearing 8, which is fed to the information inputs of the third and fourth phase detectors 25 and 29 and passes, respectively, through the third and fourth filters to select the average for d carrier input 26 and 30, third and fourth low-pass filters 27 and 31:

Figure 00000006
Figure 00000006

Figure 00000007
Figure 00000007

где Uсп - амплитуда сигнала, соответствующая величине угла пеленга;where U SP - the amplitude of the signal corresponding to the value of 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 is the angular error of the rocket hull position sensor.

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 second adders 19 and 20, the control signal is supplied to a second controlled limiter 21, similar to the first controlled limiter 18, and then to the information inputs of the first and second modulators 22 and 23. To the control inputs of these modulators from the third and fourth outputs of the reference signal former 10, respectively, the orthogonal reference signals at the rocket speed are received, obtained on the basis of the signal from the position sensor of the rocket body 3 to the second input of the reference oscillator caught 10:

Figure 00000008
Figure 00000008

Figure 00000009
Figure 00000009

где ωр, - частота вращения ракеты;where ω p , is the frequency of rotation of the rocket;

θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты;θ dates — angular error of the rocket hull position sensor;

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 second modulators 22 and 23, a control signal is generated at the rocket speed, which is fed to the third adder 24, and then to the electric drive of the rocket controls 4:

Figure 00000010
Figure 00000010

где Uап - амплитуда сигнала управления;where U ap - the amplitude of the control signal;

ωр, - частота вращения ракеты; t - текущее время;ω p , is the frequency of rotation of the rocket; 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 missile-target line of sight;

θдат - угловая ошибка датчика положения корпуса ракеты.θ dates is the angular error of the rocket hull position sensor.

На начальном участке полета управление ракетой осуществляется по сигналам, формируемым схемой РНУ.In the initial phase of the flight, the missile is controlled by signals generated by the RNU 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 descent of the rocket, the descent sensor 11 generates a start signal for the timer 45, tuned to the estimated delay time. At the same time, at the moment of the rocket descent, the first and third controlled keys 33 and 38 open, while the rocket control is turned off by the signal from the correction winding 7, and the second and fourth controlled keys 36 and 41 are closed. In this case, signals are stored on the first and second storage devices 34 and 39, containing information about the magnitude and direction of the angular velocity of the line of sight "missile-target" at the moment of the descent of the rocket, which determines the required lead angle. At the fourth and sixth adders 35 and 40, these signals are summed with an additional control signal supplied to the second inputs of these adders from the outputs of the first and second blocks for generating an additional control signal 43 and 44, respectively. An additional control signal does not depend on the firing conditions and is necessary to prevent contact of the rocket with the ground at the initial stage of the flight. The specified signal, for example, can be proportional to some structurally specified initial angle between the axis of the OGS gyroscope and the longitudinal axis of the rocket, which provides the initial angle of elevation of the rocket during launches on low flying targets:

Figure 00000011
Figure 00000011

Figure 00000012
Figure 00000012

где K1, K2 - коэффициенты передачи дополнительного сигнала управления;where K 1 , K 2 - transmission coefficients of the additional control signal;

Uсп0 - амплитуда сигнала, соответствующая начальному углу возвышения ракеты.U cn0 is the signal amplitude 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 sixth adders 35 and 40 form a signal of the program bearing, which is proportional to the required angles of lead and elevation of the rocket, respectively. The third inputs of the fourth and sixth adders 35 and 40 from the outputs of the third and fourth low-pass filters 27 and 31, respectively, receive a signal proportional to the current angle of the bearing in the fixed Cartesian coordinate system, which is formed on the basis of the signal from the coil of bearing 8, which at the time of descent missiles unambiguously characterizes the position of the target, which is in the field of vision of the OGS, relative to the axis of the missile, including when the "capture" of the target is carried out by an external target signal from the carrier.

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 sixth adders 35 and 40 and the transmission coefficients are selected in such a way that a control signal proportional to the difference between the signal of the program bearing proportional to the required lead and elevation angles and the signal proportional to the current angle of the bearing is generated at the outputs of these adders. the latter strives to become equal to the angles of lead and elevation:

Figure 00000013
Figure 00000013

Figure 00000014
Figure 00000014

где K3 - коэффициент передачи четвертого и шестого сумматоров 35 и 40 соответственно;where K 3 is the transmission coefficient of the fourth and sixth adders 35 and 40, respectively;

Ucr_с - амплитуда сигнала, соответствующая величине угловой скорости линии визирования "ракета-цель" в момент схода ракеты;U cr_c is the signal amplitude corresponding to the value of the angular velocity of the line of sight "missile-target" at the time of 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 line of sight "missile-target" at the time of the descent of the rocket;

K1, K2 - коэффициенты передачи дополнительного сигнала управления;K 1 , K 2 - transmission coefficients of the additional control signal;

Uсп0 - амплитуда сигнала, соответствующая начальному углу возвышения ракеты;U cn0 is the signal amplitude 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 value of 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 is the angular error of the rocket hull position sensor.

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 then goes according to the scheme to the electric drive of the missile control bodies 4, while the axis of the missile at the initial section of the flight unfolds at the anticipated meeting point of the missile for the purpose.

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 timer 45 expires, the second and fourth controlled keys 36 and 41 open until the end of the flight, the RNU circuit is completely turned off, and the first and third controlled keys 33 and 38 are closed until the end of the flight, and the rocket is controlled by a signal from correction winding 7, the corresponding magnitude and direction of the angular velocity of the missile-target line of sight.

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 RNU circuit is covered by feedback along the angle of the 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 rotation of the rocket to the required lead and elevation angles with a minimum dependence of the influence of various kinds of external disturbing influences on the rocket trajectory in the initial phase of 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 a rocket both from the shoulder and from various carriers, as in the case when the "capture" of the target and the subsequent launch of the rocket occurs by turning the axis of the OGS gyroscope relative to the longitudinal axis of the rocket on the target along the target signal from the carrier external to the rocket so that the target is in the OGS field of view, regardless of the position of the sighting axis of the MANPADS sighting device, and in the case when the "capture" of the target and the subsequent launch of the rocket occurs by turning the launch tube on the target so that The target 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 in the presence of target designation signals from the carrier for each missile, which facilitates aiming and control of the carrier during launch, and reduces preparation and holding time launch, the ability to carry out both volley launch of missiles at one target, and simultaneous launch of missiles at two targets from one carrier, with automatic rotation of the rocket (missiles) to the required lead angles For each specific combination of starting conditions.

Claims (1)

Вращающаяся самонаводящаяся ракета, содержащая 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, отличающаяся тем, что 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; 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.A rotating homing missile containing an engine, a wing unit, an instrument compartment including a rocket housing position sensor and a rocket control electric drive, an optical homing head including an adjustable gyroscope with a correction winding, a bearing winding, a gyro rotor position sensor winding, a reference signal conditioner, a descent sensor and an autopilot with a missile pivoting circuit in the initial section (RNU), the functional diagram of which contains a first phase detector connected in series, the first filter is the selection of the average for the period of the carrier of the input signal and the first low-pass filter, connected in series with the second phase detector, the second filter is the selection of the average of the period of the carrier of the input signal and the second low-pass filter, while the information inputs of the first and second phase detectors are combined and connected to the winding correction; the first controlled limiter, the first and second adders, wherein 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, while 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 removable 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 is connected to the second input of the third adder, the output of which connected to an electric drive rocket controls; connected in series to a third phase detector, a third filter for extracting an average for a period of an input signal carrier, a third low-pass filter and a first function block, sequentially connected for a fourth phase detector, a fourth filter for extracting an average for a period of an input signal carrier, a fourth low-pass filter and a second function block, 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 Nena to 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 shaper, the control inputs of the first and second modulators are connected respectively to the third and fourth outputs of the reference signal shaper, and the winding of the rotor position sensor the gyroscope and the position sensor of the rocket body are connected respectively to the first and second inputs of the driver of the reference signals, characterized in that the RNU circuit is made in the form of a first serial branch connected to the output of the first low-pass filter, consisting of a first controlled key, a first storage device, a fourth adder, a second managed key and a 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 filter low frequencies of the second sequential branch, consisting of a third managed key, a second storage device, a sixth adder, a fourth managed key and a seventh Matora whose output is connected to the second input of the first managed limiter, the output of the first controllable switch is connected to the second input of the fifth adder and the output of the third controllable switch is 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 block for generating an additional control signal and the output of the second block for generating an additional control signal; the third inputs of the fourth and sixth adders are connected respectively to the output of the third low-pass filter and the output of the fourth low-pass filter, 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 descent sensor.
RU2018118707U 2018-05-22 2018-05-22 Rotating homing missile RU183670U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018118707U RU183670U1 (en) 2018-05-22 2018-05-22 Rotating homing missile

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018118707U RU183670U1 (en) 2018-05-22 2018-05-22 Rotating homing missile

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU183670U1 true RU183670U1 (en) 2018-10-01

Family

ID=63793799

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018118707U RU183670U1 (en) 2018-05-22 2018-05-22 Rotating homing missile

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU183670U1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Переносной зенитный ракетный комплекс "Игла", Техническое описание и инструкция по эксплуатации 9 К38 ТО, Москва, Воениздат, 1987, с. 20-27, 57, 60. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
US11009316B2 (en) Multi-mode adaptive nonlinear trajectory shaping (NTS) guidance law
US10942013B2 (en) Guidance, navigation and control for ballistic projectiles
US11808868B2 (en) Early velocity measurement for projectiles by detecting spin
US11287233B2 (en) Ballistic range adjustment using coning commands
SE467844B (en) MANOEVRERINGSSYSTEM
RU183670U1 (en) Rotating homing missile
CN112946313B (en) Method and device for determining roll angle rate of two-dimensional ballistic pulse correction projectile
RU2021577C1 (en) Method of missile controlling
CN111397441A (en) Full range coverage guidance system for remotely guided vehicles with strapdown seeker
RU2694934C1 (en) Rotating self-guided missile
RU2397435C1 (en) Gyro target follow-up device of self-guided rolling missile
RU2216707C1 (en) Rotating self-guided rocket
RU2216708C1 (en) Method controlling flight of surface-to-surface ballistic self-guided rocket missile
McGehee Bank-to-turn (BTT) technology
KR102242124B1 (en) Re-acquisition of a remote-track command-guided vehicle with the tracker's field of view
RU2167380C2 (en) Automated guidance and fire control system of salvo fire rocket artillery combat vehicle (modifications)
RU2831207C2 (en) Surface target hitting system
US5805102A (en) Apparatus for directing a mobile craft to a rendevous with another mobile craft
RU2539823C1 (en) Method of self-guidance of small-sized missiles to target and system for its implementation
RU2498192C2 (en) Principle of optic beam guidance of missile launching from mobile carrier
RU2224972C2 (en) Guided missile guidance system
RU108591U1 (en) COMPLEX OF PROTECTION OF A MOBILE OBJECT OF LAND MILITARY EQUIPMENT
Guelman et al. Minimum energy guidance for boost phase ballistic missile interception
RU2148236C1 (en) Method for missile guidance on target
RU2111439C1 (en) Method of flight control of air-to-surface homing missile and device for its realization

Legal Events

Date Code Title Description
MG9K Termination of a utility model due to grant of a patent for identical subject

Ref document number: 2694934

Country of ref document: RU

Effective date: 20190718