METHOD AND SYSTEM OF SPINNING MISSILE HOMING

FIELD: weapons and ammunition. ^ SUBSTANCE: substance of proposed invention consists in the fact that additional control is used by angular deviation of missile axis at initial section of flight together with control by linear deviation and its derivative along the whole section of flight. In proposed method angular deviation of missile longitudinal axis is measured relative to position at the start, signal is generated, which is proportional to this deviation and is additionally summed from the moment of missile start to the moment of time tc with summary control signal. Besides time moment tc is established by dependence tc=(0.5Ç0.7)Tm, where Tm - period of missile own oscillations. Homing system comprises serially connected shaper of signal of mismatch between missile and axis of beam, summing amplifier, modulator and steering drive, and also serially connected sensor of signal that is periodical by angle of list, metre of period and link with controlled delay time. System also comprises serially connected sensor of angular deviation of missile longitudinal axis and shaper of angular deviation signal, outlet of which is connected to the third inlet of summing amplifier. ^ EFFECT: increased accuracy of homing of missiles spinning by list angle at initial stage of flight. ^ 2 cl, 5 dwg Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет. Технический результат - повышение точности наведения вращающихся по углу крена ракет на начальном участке полета. Сущность предполагаемого изобретения заключается в использовании дополнительного управления по угловому отклонению оси ракеты на начальном участке полета наряду с управлением по линейному отклонению и его производной на всем участке полета. В предлагаемом способе на ракете измеряют угловое отклонение ее продольной оси относительно положения в момент старта, формируют сигнал, пропорциональный этому отклонению, который дополнительно суммируют от момента старта ракеты до момента времени ty с суммарным сигналом управления. При этом момент времени ty устанавливают по зависимости ty=(0,5...0,7)Tp, где Tp - период собственных колебаний ракеты. Система наведения содержит последовательно соединенные формирователь сигнала рассогласования между ракетой и осью луча, суммирующий усилитель, модулятор и привод руля, а также последовательно соединенные датчик периодического по углу крена сигнала, измеритель периода и звено с регулируемым временем запаздывания. Система также содержит последовательно соединенные д