управляемый снаряд

Формула изобретения

Управляемый снаряд, содержащий корпус с размещенными в нем отсеком управления и боевой частью, хвостовой отсек с аэродинамическими стабилизаторами, гироскоп с бесконтактным датчиком, отличающийся тем, что в нем гироскоп жестко и консольно закреплен на внутренней стенке хвостового отсека в зоне крепления к отсеку аэродинамических стабилизаторов и отделен по своей наружной консольной поверхности от других элементов отсека гарантированным зазором, исключающим возможность соприкосновения гироскопа с элементами отсека.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к управляемым снарядам и ракетам.

Известно, что развитие современного высокоточного оружия идет в направлении увеличения эффективной дальности стрельбы, т.е. такой дальности, при которой обеспечивается поражение цели.

Известно, что эффективная дальность стрельбы неуправляемыми снарядами из пушек не превышает 1,5...2 км, а при стрельбе из них на большую дистанцию количество снарядов, необходимых для поражения цели, возрастает в десятки раз, что делает стрельбу малоэффективной.

В то же время максимальная дальность стрельбы из многих пушек и гаубиц находится в пределах 15...25 км, а в некоторых образцах, например американская пушка М107, достигает 32 и более километров [3]. Этим создается определенная перспектива возможного использования пушек и гаубиц для стрельбы на большие дистанции управляемыми снарядами.

Однако в связи с большими стартовыми ускорениями, возникающими при выстреле из пушки и достигающими 100000 м/cек² (10000 g) и более, а также с увеличением полетного времени снаряда, при решении этой задачи возникает множество проблем, наиболее сложной из которых является обеспечение высокой стабильности и надежности работы бортовой системы управления снаряда, в частности ее гироскопа. В связи с этим, начиная с середины 70 годов, развитие гироскопов пошло по пути их миниатюризации за счет введения бесконтактных датчиков съема опорного сигнала и уменьшения размеров и массы ротора и гироузла гироскопа.

Это позволило повысить устойчивость гироскопов к возросшим стартовым ускорениям и увеличить время их работы до 1,5...2 мин, что по сравнению с гироскопами 60. . .70 гг., рассчитанными на полетное время не более 15...30 сек, следует считать значительным прогрессом в решении поставленной задачи.

Необходимо отметить, что в результате миниатюризации гироскопов и уменьшения их кинетического момента (за счет уменьшения размеров и массы ротора) резко возрастает чувствительность гироскопов к попаданию в их шарикоподшипники пыли и влаги, что особенно ощутимо при работе гироскопов на предельно низких эксплуатационных температурах (до -60^oС): пыль, смерзаясь c влагой и смазкой подшипников, значительно увеличивает их моменты трения, что может привести к отказу гироскопа (складыванию его рамок) уже в начале его работы.

Известно, что для устранения этого недостатка в точных гироскопических системах прибегают к принудительным вибрациям гироскопа, чем достигается эффект линеаризации моментов трения в его опорах (уменьшения их величины в несколько раз), при этом значительно уменьшается чувствительность опор к засорению. Так гироскоп по патенту США 3406575 от 22.10.68 г. МПК С 01 C 19/04, [2] снабжен отдельным двигателем с зубчатым редуктором, предназначенным для создания периодических двухцикличных колебаний промежуточных обойм подшипников гироскопа в противоположных направлениях с амплитудой в диапазоне углов меньше 180^o и более 90^o с одинаковым периодом колебаний. Такая конструкция обеспечивает высокую степень точности характеристик гироскопа и его надежность, но трудоемка в изготовлении из-за сложности конструкции, требует дополнительного объема для размещения колебательного устройства и средств его электропитания и целесообразна при использовании в точных гироскопических системах, а также на управляемых снарядах и ракетах большого калибра.

Для управляемых снарядов и ракет малого калибра более рациональным решением задачи линеаризации моментов трения в опорах гироскопа следует считать использования вибрационных ускорений, возникающих на самом снаряде или ракете во время полета по траектории и имеющих устойчивый характер. Так в управляемом снаряде по патенту RU 2124696 С1, 10.01.1999 г. [1], (прототип), линеаризация моментов трения в шарикоподшипниковых опорах гироскопа достигается за счет воздействия на них колебаний, возникающих при работе рулевого привода. Для этого в управляемом снаряде, содержащем корпус, электронную аппаратуру управления, блок электропитания, рулевой привод, хвостовой отсек с аэродинамическими стабилизаторами и гироскоп с бесконтактным датчиком, рулевой привод и гироскоп жестко закреплены на поверхностях, выполненных на единой опоре, связанной с корпусом снаряда, причем рулевой привод закреплен консольно по отношению к опоре и с зазором к корпусу снаряда, а его элементы крепления размещены вокруг гироскопа и его места крепления к опоре.

Такая конструкция решает задачу линеаризации моментов трения в опорах гироскопа, проста в изготовлении и не требует дополнительных колебательных устройств, в то же время введение дополнительной детали-опоры, уменьшает полезную массу снаряда, а узкий диапазон частот колебаний, создаваемых рулевым приводом, уменьшает эффект линеаризации моментов трения.

Задачей предлагаемого технического решения является устранение недостатков описанной выше конструкции, а именно увеличение полезной массы снаряда за счет упрощения его конструкции при одновременном повышении стабильности работы его гироскопа.

Для решения этой задачи в управляемом снаряде, содержащем корпус с размещенными в нем отсеком управления и боевой частью, хвостовой отсек с аэродинамическими стабилизаторами и гироскоп с бесконтактным датчиком, гироскоп жестко и консольно закреплен на внутренней стенке хвостового отсека в зоне крепления к отсеку аэродинамических стабилизаторов и отделен по своей наружной консольной поверхности от других элементов отсека гарантированным зазором, исключающим возможность соприкосновения гироскопа с элементами отсека.

На фиг.1 представлен общий вид управляемого снаряда; на фиг.2 - его элементы в увеличенном масштабе.

Управляемый снаряд состоит из корпуса 1, внутри которого размещены отсек управления и боевая часть, хвостового отсека 2, на проушинах которого 3, 4 и 5 закреплены аэродинамические стабилизаторы 6 в виде жестких лопастей 7 трапециевидной формы с проушинами 8 и 9 для крепления к хвостовому отсеку. Внутри хвостового отсека на его задней стенке 10 жестко и консольно закреплен гироскоп 11 с бесконтактным датчиком 12, выполненным в виде оптронных пар 13, состоящих из излучателя и фотодиода, и непрозрачного диска 14 с отверстиями, размещенного в зазоре между излучателями и фотодиодами и закрепленного на оси гироузла 15, на шарикоподшипниковых опорах 16, размещенных в корпусных деталях 17 и 18 гироскопа. Гироскоп работает на выбеге ротора 19, импульсно разгоняемого до большой угловой скорости перед пуском снаряда, установлен в зоне 20 крепления к отсеку аэродинамических стабилизаторов и отделен по своей наружной консольной поверхности от других элементов отсека гарантированным зазором 21, исключающим возможность соприкосновения гироскопа с элементами отсека.

Предложенная конструкция снаряда позволяет обеспечить высокую степень линеаризации моментов трения в шарикоподшипниковых опорах его гироскопа. Источником колебаний в конструкции снаряда являются лопасти 7 аэродинамических стабилизаторов, которые при полете снаряда с вращением начинают вибрировать от воздействия на них пульсирующих аэродинамических нагрузок, соизмеримых с массой снаряда. Частота и амплитуда этих колебаний достигает значительной величины и, как показывают измерения, имеют широкий диапазон, что объясняется высокой динамичностью нагрузок и переменной жесткостью лопастей (от бортовой до концевой хорды). Эти колебания через места крепления стабилизаторов передаются на корпус хвостового отсека и далее на гироскоп, консольно закрепленный на внутренней стенке отсека, и на его шарикоподшипниковые опоры, при этом консольное закрепление гироскопа, непосредственно в зоне крепления к отсеку стабилизаторов, создает наиболее благоприятные условия для передачи колебаний, а наличие гарантированного зазора между гироскопом и другими элементами отсека исключают возможность их "гашения".

Сравнение предлагаемой конструкции управляемого снаряда с прототипом показывает целый ряд ее преимуществ.

1. За счет закрепления гироскопа на задней стенке хвостового отсека упрощается конструкция снаряда, а исключение в результате этого опоры, имеющейся в прототипе, позволяет увеличить полезную массу снаряда - его боевую часть.

2. Поскольку диапазон частот, которые передаются при полете снаряда от вибрирующих лопастей стабилизаторов к шарикоподшипниковым опорам гироскопа, значительно шире по сравнению с прототипом, степень линеаризации моментов трения в опорах гироскопа в предлагаемой конструкции выше, чем в прототипе, имеющем ограниченный спектр частот, зависящий только от времени срабатывания рулевого привода, а это позволяет обеспечить большую стабильность характеристик гироскопа, особенно при работе на предельно низких эксплуатационных температурах.

Функционирование управляемого снаряда происходит следующим образом. Перед выстрелом снаряда подается электрический импульс на запуск гироскопа 11, ротор 19 раскручивается до большой угловой скорости, после чего происходит разарретирование гироскопа, а затем, после выстрела и выхода снаряда из ствола, раскрываются и фиксируются в рабочем положении стабилизаторы 6, при этом лопасти 7 стабилизаторов начинают вибрировать в результате их взаимодействия с набегающим потоком воздуха и вращения снаряда, эти вибрации передаются через крепления стабилизаторов на корпус хвостового отсека 2 и далее через его внутреннюю стенку 10 на гироскоп 11, его шарикоподшипниковые опоры 16 и гироузел 15; консольное закрепление гироскопа способствует увеличению амплитуды этих колебаний, а установка гироскопа с гарантированным зазором 21 относительно других элементов отсека, исключающим возможность соприкосновения гироскопа с ними, исключает "гашение" этих колебаний. При колебаниях гироузла гироскопа во время полета снаряда создаются условия, аналогичные тем, при которых производится статическая балансировка гироскопа при его сборке и регулировке в условиях сборочного цеха (с применением вибрирующего приспособления), в результате моменты трения в опорах гироскопа уменьшаются на порядок, уменьшается скорость складывания рамок и соответственно увеличивается время работы гироскопа, что равнозначно увеличению дальности управляемого полета снаряда, при этом шарикоподшипниковые опоры становятся почти не чувствительными к засорению и к увеличению вязкости смазки подшипников на предельно низких эксплуатационных температурах: при вибрациях пыль и смазка вытесняются с беговых дорожек на сепараторы и кольца подшипников.

Следует отметить, что предложенная конструкция управляемого снаряда целесообразна при использовании гироскопов с бесконтактным датчиком, при использовании гироскопов со щеточными датчиками возникают серьезные проблемы в связи с дребезгом щеток, искажающим опорный сигнал, вследствие чего снаряд может стать неуправляемым.

Предложенная конструкция управляемого снаряда после изготовления опытной партии прошла успешные испытания, подтвердившие эффективность данного технического решения: возросла стабильность работы гироскопов в составе снаряда примерно на 20...25%, при этом по сравнению с прототипом удалось увеличить полезную массу снаряда примерно на 8% за счет упрощения конструкции отсека управления и исключения опоры, имеющейся в прототипе.

В ближайшем будущем предложенная конструкция управляемого снаряда будет использована на ряде новых разработок.

Источники информации

1. Патент RU 2124696 С1, 10.01.99 г.(прототип), МПК7 F 42 В 15/00.

2. Патент US 3406575, 22.10.68 г. МПК G O1 С 19/04 - аналог.

3. Датухин А.Н. Противотанковое вооружение. Воениздат. М 1974 г., стр. 260, табл.17, стр.259.