- •Введение
- •1. Анализ технического задания
- •2. Определение системы управления подвижным объектом.
- •2.1. Обзор и анализ известных решений. Патентный поиск
- •2.2. Обзор существующих систем управления безгироскопной ракетой.
- •3. Выбор структуры разрабатываемой системы.
- •3.1 Математическая модель подвижного объекта.
- •Фильтр Баттерворта:
- •3.2. Математическое описание системы управления.
- •3.3. Алгоритм программы моделирования системы управления подвижным объектом.
- •3.4. Интерфейс пользователя.
- •3.6. Результаты моделирования.
- •Заключение
2.1. Обзор и анализ известных решений. Патентный поиск
ЗАДАНИЕ
НА ПРОВЕДЕНИЕ ПАТЕНТНОГО И НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОГО
ИССЛЕДОВАНИЯ
Тема ВКР: Система автоматического управления безгироскопной ракетой.
Задачи патентного и научно-технического исследования: Обзор и анализизвестных решений.
Исполнитель: Артамонов С.О.
Краткое содержание работы: разработка математической модели и программы моделирования динамики устройства, получение и обработка результатов моделирования.
Срок исполнения 13.02.2013г.
Отчетный документ: Справка о патентном исследовании
Руководитель ВКР: Индюхин А.Ф.
Задание принял к исполнению 9.02.2013г.
Студент гр. 120291 Артамонов С.О.
РЕГЛАМЕНТ ПОИСКА
Тема ВКР: Система автоматического управления безгироскопной ракетой.
Начало поиска 9.02.2013г. Окончание 13.02.2013г.
Предмет поиска |
Цель поиска |
Страна поиска |
Индексы МКИ |
Ретроспекция Поиска |
Источники поиска |
Способ управления ракет |
Анализ известных решений |
Россия |
F41G7/00, F41G7/24
|
1990-2010гг. |
Изобретения стран мира. Открытия и изобретения (бюллетени). |
СПРАВКА - ОТЧЕТ О ПАТЕНТНОМ ИССЛЕДОВАНИИ
Предмет поиска |
Страна |
№ заявки, дата приоритета, источник |
Сущность заявленного технического решения | ||
Способ наведения телеуправляемых ракет.
|
Россия |
2362106, 2007141017/02, 06.11.2007 |
Изобретение относится к области наведения ракет и может быть использовано в комплексах танкового и противотанкового вооружения, а также в малогабаритных зенитных комплексах. Технический результат - повышение точности стрельбы в ближней зоне атак за счет уменьшения отклонений центра масс ракеты от линии прицеливания на начальном участке. Сущность изобретения заключается в том, что в способе наведения телеуправляемой ракеты, выстреливаемой из пускового устройства, расположенного с начальным параллаксом относительно прибора наведения, осуществляют ориентирование пускового устройства с ракетой в направлении поля управления. При полете ракеты осуществляют формирование сигналов управления, пропорциональных координатам отклонения ракеты от оси поля управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях, и производят отклонение органов управления ракеты соответственно сформированным сигналам управления. При этом формируют программные команды, пропорциональные величине начального параллакса, которые вычитают из сигналов управления ракетой. | ||
Способ наведения телеуправляемой ракеты |
Россия |
2234041, 2002114561/02, 03.06.2002 |
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах вооружения телеуправляемых ракет. Технический результат - предотвращение перекрывания оптических линий связи “носитель - ракета”, “носитель - цель” дымовым шлейфом собственного разгонного двигателя ракеты и пыледымовым облаком, образующимся при приземлении отделившегося разгонного двигателя ракеты. Способ наведения телеуправляемой ракеты включает формирование широкого и узкого полей управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели с последующим совмещением с ней, разгон ракеты с помощью двигателя, наведение ракеты в широком поле управления в соответствии с угловым положением источника теплового излучения на ракете, отделение двигателя ракеты при входе ее в узкое поле управления и наведение ракеты в узком поле управления в соответствии с угловым положением источника излучения ракеты. Новым в способе наведения является то, что наведение ракеты в наклонной плоскости с момента запуска осуществляют с угловым смещением ракеты относительно линии визирования цели, причем величину угла смещения ракеты формируют пропорционально ожидаемому максимальному угловому размеру пыледымового облака, направления угла смещения ракеты и угла запуска ракеты относительно линии визирования цели в курсовой плоскости формируют в соответствии со знаком функции, которая учитывает угловую скорость линии визирования цели в курсовой плоскости, ожидаемую дальность окончания разгонного участка полета ракеты, поперечную составляющую скорости ветра по отношению к линии визирования цели, а совмещение ракеты с линией визирования цели производят с момента начала наведения ракеты в узком поле управления в соответствии с математической зависимостью, которая учитывает угол смещения ракеты относительно линии визирования цели, текущее время от момента начала совмещения ракеты, предполагаемое время до встречи с целью от момента начала совмещения ракеты.
| ||
Способ и система наведения вращающейся ракеты
|
Россия |
229451, 2005126582/02, 22.08.2005. |
Изобретение относится к области разработки СН ракет и может быть использовано в комплексах противотанковых и зенитных управляемых ракет. Технический результат - повышение точности стрельбы вращающимися по углу крена ракетами. Сущность изобретения заключается в компенсации знакопеременных расфазировок за счет формирования команд управления в вертикальном канале - пропорционально не только вертикальному, но и горизонтальному отклонениям ракеты, а в горизонтальном канале - пропорционально не только горизонтальному, но и вертикальному отклонениям. Способ заключается в формировании излучения, приеме аппаратурой управления ракеты этого излучения, формировании сигналов, пропорциональных рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной и горизонтальной плоскостях, модуляции сигналов рассогласования периодическими по углу крена, сдвинутыми друг относительно друга на угол /2 опорными сигналами, формировании сигналов управления в связанной с вращающейся ракетой системе координат и преобразовании полученных сигналов управления в отклонения рулевых органов. Перед модуляцией сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, усиленный с коэффициентом k1, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k2, а сигнал, пропорциональный рассогласованию между ракетой и осью луча в горизонтальной плоскости, усиленный с коэффициентом k 1, суммируют с сигналом, пропорциональным рассогласованию между ракетой и осью луча в вертикальной плоскости, ослабленным с коэффициентом k2, причем коэффициенты k1, k2 вычисляют по заданным математическим зависимостям. | ||
Способ наведения вращающейся ракеты |
Россия |
2375667, 2008109429/02, 11.03.2008. |
Технический результат – повышение точности наведения одноканальной вращающейся ракеты с релейным двухпозиционным приводом рулевого органа (ПРО). Способ включает формирование модулированного излучения на пусковом устройстве, прием излучения на ракете и выработку сигналов управления в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Осуществляют модуляцию этих сигналов периодическими по углу () крена ракеты релейными трехпозиционными сигналами С() и S(), сдвинутыми относительно друг друга на угол /2. Осуществляют формирование сигнала линеаризации, синфазного с периодическими по углу крена сигналами, в зависимости от где 0 – частота сигнала линеаризации, – частота вращения ракеты по крену. Осуществляют суммирование промодулированных сигналов управления и сигнала линеаризации, формирование релейного двухпозиционного сигнала посредством определения знака этой суммы и преобразование полученного релейного сигнала управления в отклонение ПРО |
Проведённый патентный поиск подтверждает актуальность разработки и даёт представление о различных методах решения поставленной задачи, вместе с тем предполагаемая разработка является новой и после соответствующей доработки может быть запатентована.