СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ КОМАНД УПРАВЛЕНИЯ НА РАКЕТЕ, ВРАЩАЮЩЕЙСЯ ПО УГЛУ КРЕНА, И СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РАКЕТОЙ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ, СПОСОБ ВЫДЕЛЕНИЯ ИМПУЛЬСОВ УСТАНОВКИ НА РАКЕТЕ, ВРАЩАЮЩЕЙСЯ ПО УГЛУ КРЕНА, И УСТРОЙСТВО ВЫДЕЛЕНИЯ ИМПУЛЬСОВ УСТАНОВКИ ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ, СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ УГЛА КРЕНА НА РАКЕТЕ

1. Способ формирования команд управления на ракете, вращающейся по углу крена, включающий декодирование и коррекцию принимаемых сигналов по курсу и тангажу и формирование счетных импульсов, из которых вырабатывают коммутирующие сигналы, преобразующие корректированные сигналы в команды управления ракетой по курсу и тангажу в виде многоступенчатой аппроксимации синусоиды и косинусоиды с амплитудами, соответствующими величинам декодированных сигналов и периодом повторения, равным периоду вращения ракеты по углу крена, отличающийся тем, что формирование счетных импульсов осуществляют путем логического сложения сдвинутых относительно друг друга на 90° двух идентичных последовательностей импульсов, вырабатываемых после старта на выходах датчика угла крена, при этом в результате логического умножения указанных последовательностей формируют два импульса, первый из которых соответствует углу крена ракеты равному 0°, а второй - 90°, выделяют первый или второй импульсы, которые используют в качестве импульсов установки в исходное состояние системы управления ракетой.
2. Система управления ракетой, вращающейся по углу крена, содержащая последовательно соединенные приемник и аппаратуру разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу, а также последовательно соединенные синус - косинусный преобразователь и рулевой привод, при этом выходы аппаратуры разделения каналов и декодирования по курсу и тангажу соединены с входами корректирующих фильтров соответственно по курсу и тангажу, выходы которых соединены соответственно с курсовым и тангажным входами синус - косинусного преобразователя, отличающаяся тем, что она снабжена датчиком угла крена, логической схемой ИЛИ и устройством выделения импульсов установки, при этом первый и второй выходы датчика угла крена соединены соответственно с первым и вторым входами логической схемы ИЛИ, выход которой соединен со счетным входом синус - косинусного преобразователя и первым входом устройства выделения импульсов установки, второй и третий входы которого соединены соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, а выход - соединен с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя.
3. Способ выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, включающий размещение ракеты на пусковой установке с величиной угла крена равной 0° и формирование начального импульса установки в момент выхода бортового источника питания на рабочий режим, подаваемого на вход обнуления закольцованного счетчика импульсов, который осуществляет счет количества счетных импульсов, отличающийся тем, что вырабатывают дополнительные импульсы, формируемые из задних фронтов выделенных первого и второго импульсов, соответствующих величинам углов крена ракеты 0° и 90°, вырабатывают на выходе сдвигового регистра стробирующий сигнал, содержащий запрещающие и разрешающие логические уровни, устанавливают запрещающие логические уровни на всех выходных разрядах сдвигового регистра в моменты формирований начального импульса установки и вырабатывания дополнительных импульсов, осуществляют каждым счетным импульсом сдвиг вправо разрешающего логического уровня, присутствующего на информационном входе сдвигового регистра, при появлении на требуемом выходном разряде сдвигового регистра разрешающего логического уровня, соответствующего началу формирования стробирующего сигнала в угловом интервале более 90°, но менее 270° выделяют в каждый креновый период первые импульсы, соответствующие нулевому углу крена ракеты и являющиеся импульсами установки в исходное состояние.
4. Устройство выделения импульсов установки на ракете, вращающейся по углу крена, содержащее устанавливающее устройство, отличающееся тем, что оно снабжено последовательно соединенными схемой И, формирователем импульсов обнуления, сдвиговым регистром и формирователем импульсов установки, второй вход которого соединен со вторым входом формирователя импульсов обнуления и выходом устанавливающего устройства, третий вход формирователя импульсов установки соединен с выходом логической схемы И, информационный вход сдвигового регистра соединен с источником логической единицы, причем первым входом устройства выделения импульсов установки является тактовый вход сдвигового регистра, соединяемый с выходом логической схемы ИЛИ системы управления ракетой, а вторым и третьим входами - соответственно первый и второй входы логической схемы И, соединяемые соответственно с первым и вторым выходами датчика угла крена, при этом выходом устройства выделения импульсов установки является выход формирователя импульсов установки, соединяемый с входом установки в исходное состояние синус - косинусного преобразователя.
5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что формирователь импульсов обнуления выполнен в виде последовательно соединенных формирователя дополнительных импульсов и первой логической схемы ИЛИ, при этом первым входом формирователя импульсов обнуления является вход формирователя дополнительных импульсов, вторым входом - второй вход первой логической схемы ИЛИ, а выходом формирователя импульсов обнуления является выход первой логической схемы ИЛИ.
6. Устройство по п.4, отличающееся тем, что формирователь импульсов установки выполнен в виде последовательно соединенных схемы совпадения и второй логической схемы ИЛИ, при этом первым входом формирователя импульсов установки является первый вход схемы совпадения, вторым входом - второй вход второй логической схемы ИЛИ, третьим входом - второй вход схемы совпадения, а выходом формирователя импульсов установки является выход второй логической схемы ИЛИ.
7. Способ измерения угла крена на ракете, включающий формирование датчиком угла крена двух идентичных последовательностей импульсов, сдвинутых относительно друг друга на 90°, отличающийся тем, что две идентичные последовательности импульсов формируют в каждом квадранте кренового периода в виде соответственно предыдущей и последующей комбинаций импульсов с логическими уровнями нуль и единица, которые располагают через равные угловые интервалы, при этом импульсы с одинаковым порядком следования в каждой из двух комбинаций каждого квадранта имеют противоположные логические уровни, за исключением двух импульсов равных единичному логическому уровню, задние фронты которых образуют в моменты формирования соответственно конца четвертого - начала первого квадрантов и конца первого - начала второго квадрантов, причем величину угла крена ракеты измеряют с момента формирования заднего фронта одного из двух логических импульсов в каждом креновом периоде дискретно через 360°/4n с учетом количества импульсов с логическими уровнями N в креновом периоде, при этом величина измеренного угла крена ракеты равна 360°·N/4n, где n=2, 3, 4 и т.д. - количество импульсов с логическими уровнями нуль и единица в предыдущей и последующей комбинациях в каждом квадранте.