ROCKET MISSILE CONTROL METHOD

• Main Authors: SOLOV'EV ALEKSANDR EHDUARDOVICH, MAKAROV NIKOLAJ NIKOLAEVICH, KUKHAR' VLADIMIR DENISOVICH, MEDVEDEV VLADIMIR IVANOVICH, CHUKOV ALEKSANDR NIKOLAEVICH, SEMASHKIN VALENTIN EVGEN'EVICH, MAKAROVETS NIKOLAJ ALEKSANDROVICH, GRJAZEV MIKHAIL VASIL'EVICH
• Format: Patent
• Language: English; Russian
• Published: 27.12.2013
• Subjects: AIMING; BLASTING; HEATING; LIGHTING; MECHANICAL ENGINEERING; WEAPON SIGHTS; WEAPONS

FIELD: weapons and ammunition.SUBSTANCE: start of flight of a rocket missile is performed with roll position stabilisation of its front section connected to the rest sections of the missile through a cylindrical hinge. With that, roll position stabilisation of the front rocket missile is performed with an electric torque motor; control action on the electric torque moment is formed with a roll position control unit as per commands supplied from the flight control unit based on the information received from the unit of navigation and orientation system of roll position turning angle (relative to a fixed coordinate system) of a control module. Control action on rocket missile is formed with one pair of aerodynamic rudders fixed on outer surface of the control module at a fixed angle to longitudinal axis of the control module. Increase of flight range is performed at zero turning angle relative to longitudinal axis of the control module due to a partial planning mode. Rocket missile control on the territory is performed by changing direction of ascentional force vector of rudders owing to roll position turning of the control module at angles calculated with the flight control unit.EFFECT: simplifying a functioning algorithm of a rocket missile control system; improving combat effectiveness of a rocket missile.3 dwg Изобретение относится к области вооружения и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения. Способ заключается в том, что старт или полет реактивного снаряда осуществляют со стабилизацией по крену его головного отсека, соединенного с остальными отсеками снаряда через цилиндрический шарнир. При этом стабилизацию головного отсека снаряда по крену осуществляют электрическим моментным двигателем; управляющее воздействие на электрический моментный двигатель формируют блоком управления креном по командам от блока управления полетом на основе информации от блока системы навигации и ориентации об угле поворота по крену (относительно неподвижной системы координат) управляющего модуля. Управляющее воздействие на реактивный снаряд формируют одной парой аэродинамических рулей, неподвижно закрепленных на внешней поверхности управляющего модуля под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля. Увеличение дальности полета осуществляют при нулевом угле поворота относительно продольной оси управляющего модуля за счет режима подпланирования. Управление реактивным снарядом на траектории осуществляют путем изменения направления вектора подъемной силы рулей за счет поворота по крену управляющего модуля на углы, вычисляемые блоком управления полетом. Технический результат заключается в упрощении алгоритма функционирования системы управления реактивным снарядом, а также повышении боевой эффективности реактивного снаряда. 3 ил.