RU2753034C1

RU2753034C1 - Small-sized gas-dynamic steering apparatus

Info

Publication number: RU2753034C1
Application number: RU2020127766A
Authority: RU
Inventors: Григорий Сергеевич Бурков; Наталья Евгеньевна Бакшаева
Original assignee: Акционерное общество "Вятское машиностроительное предприятие "АВИТЕК"
Priority date: 2020-08-18
Filing date: 2020-08-18
Publication date: 2021-08-11

Abstract

FIELD: controlling.SUBSTANCE: small-sized gas-dynamic steering apparatus is comprised of a gas generator and a distribution system included in a system of channels, control valves, and drives. The apparatus is located in the nose section of the small-sized SAM and is made within the contours of the missile in form of a separate compartment with a gas generator and a distribution system that is not mechanically connected with the aerodynamic vanes of the missile. The gas generator is the source of the working medium formed by the distribution system into jet streams in a given direction by a command from the onboard equipment of the missile. The controls of the distribution system are driven by independent drives included in the apparatus.EFFECT: ensured declination of the vertically starting surface-to-air missile (SAM) by azimuth and elevation angle with simultaneous roll stabilisation, control of the SAM in the initial flight phase under conditions of insufficient efficiency of aerodynamic surfaces, increased maneuverability of the SAM in any flight phase.3 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к газодинамическим органам управления и стабилизации зенитных управляемых ракет. В конструкцию газодинамического устройства склонения входят: газогенератор и распределительная система в составе системы каналов, регулирующих клапанов, приводов.The invention relates to rocketry, in particular to gas-dynamic controls and stabilization of anti-aircraft guided missiles. The design of the gas-dynamic declination device includes: a gas generator and a distribution system as part of a system of channels, control valves, drives.

Изобретение может быть использовано для послестартового склонения вертикально стартующей зенитной управляемой ракеты (ЗУР) по азимуту и углу места с одновременной стабилизацией по крену, для управления ЗУР на начальном участке полета в условиях недостаточной эффективности аэродинамических поверхностей или для повышения маневренности ЗУР на любом участке полета. Изобретение может быть применено в составе тех образцов техники, где использование иных конструкций газодинамических органов управления невозможно в связи с ограниченностью пространства.The invention can be used for post-launch declination of a vertically starting anti-aircraft guided missile (SAM) in azimuth and elevation with simultaneous roll stabilization, to control SAM in the initial flight phase in conditions of insufficient efficiency of aerodynamic surfaces or to increase the maneuverability of the SAM in any flight phase. The invention can be applied as part of those technical samples where the use of other designs of gas-dynamic controls is impossible due to the limited space.

Известна конструкция газодинамического устройства управления, применяющаяся для послестартового склонения ракеты в сторону цели и одновременной стабилизации по крену (патент RU 2045741 C1). Управление осуществляется комбинированным аэрореактивным устройством, содержащим источник газа, расположенный в корпусе ракеты, аэродинамические рули и газораспределители, расположенные в корпусе каждого руля и отклоняемые с помощью единого привода. Для разворота ракеты на цель используется тяга газовой струи, истекающей из газораспределителя в составе аэродинамических рулей. Недостатком данной конструкции является взаимосвязь аэродинамических рулей и газораспределителей, что исключает их различное взаимное расположение в составе ракеты. Кроме того, для размещения газораспределителей необходимо значительное увеличение габаритов и толщины аэродинамических рулей, что приводит к росту лобового сопротивления ракеты.The known design of the gas-dynamic control device is used for post-launch declination of the rocket towards the target and simultaneous roll stabilization (patent RU 2045741 C1). Control is carried out by a combined aero-jet device containing a gas source located in the rocket body, aerodynamic rudders and gas distributors located in the body of each rudder and deflected by a single drive. To turn the rocket to the target, the thrust of the gas jet emanating from the gas distributor as part of the aerodynamic rudders is used. The disadvantage of this design is the relationship between the aerodynamic rudders and gas distributors, which excludes their different relative positions in the rocket. In addition, the placement of gas distributors requires a significant increase in the dimensions and thickness of the aerodynamic control surfaces, which leads to an increase in the drag of the rocket.

Известна конструкция устройства для запуска управляемого снаряда, применяющаяся для выброса снаряда из транспортного контейнера и послестартового управления на начальном участке полета (патент RU 2114371 С1). Это достигается за счет размещения в хвостовой части управляемого снаряда четырех источников давления, выполненных в виде аккумуляторов, имеющих в своем составе заряд твердого топлива, пиросвечу и пару сопел, направленных противоположно друг другу и расположенных перпендикулярно продольной оси снаряда. При этом аккумуляторы снабжены управляемыми золотниками, размещенными в соосных соплам собственных направляющих. Золотник, перекрывая расстояние перед входом в одно сопло и увеличивая зазор перед противоположным, вызывает изменение расхода продуктов сгорания твердого топлива через противоположные сопла. Реактивные силы, возникающие таким образом в четырех аккумуляторах, обеспечивают требуемое направление управляемого полета. Недостатком данной конструкции, в том числе относительно предыдущей, является пониженная надежность, обусловленная наличием большого числа пиротехнических элементов (четыре разобщенные пиросвечи и заряда твердого топлива). Кроме того размещение четырех аккумуляторов взамен одного приводит к росту массы и габаритов конструкции.Known is the design of a device for launching a guided projectile, which is used to eject a projectile from a transport container and post-launch control at the initial stage of flight (patent RU 2114371 C1). This is achieved by placing four pressure sources in the tail section of the controlled projectile, made in the form of accumulators containing a solid fuel charge, a pyroscope and a pair of nozzles directed opposite to each other and located perpendicular to the longitudinal axis of the projectile. In this case, the accumulators are equipped with controllable spools located in the coaxial nozzles of their own guides. The spool, overlapping the distance in front of the entrance to one nozzle and increasing the gap in front of the opposite one, causes a change in the consumption of solid fuel combustion products through the opposite nozzles. The reactive forces thus generated in the four accumulators provide the required direction of controlled flight. The disadvantage of this design, including relative to the previous one, is the reduced reliability due to the presence of a large number of pyrotechnic elements (four disconnected pyrosands and a charge of solid fuel). In addition, the placement of four batteries instead of one leads to an increase in the mass and dimensions of the structure.

Применение всех вышеперечисленных конструкций на малогабаритных ЗУР ближней дальности действия невозможно без значительного снижения показателей надежности ракеты и ее аэродинамических характеристик. Наиболее близкой к изобретению является исполнительная система старта и ориентации ракеты (патент RU 2082946 C1). Исполнительная система содержит аэродинамические рули с приводом, средства ориентации расположенные в хвостовой части. При этом средства ориентации расположены в кольцевом корпусе, предназначенном для жесткой связи с ракетой. Авторами патента предложено несколько вариантов данной системы различающихся конструктивным исполнением органов управления. Наиболее подходящий вариант для малогабаритной ракеты снабжен тягами, закрепленными на кольцевом корпусе, газогенератор выполнен кольцевым и соединен с реактивными соплами посредством питающих каналов-газоводов, выполненных в кольцевом корпусе. Реактивные сопла каждой пары связаны с одним концом соответствующей тяги, что обеспечивает возможность распределение газового потока между ними от их общего канала. Каждая тяга своим вторым концом связана с соответствующим рулем с возможностью их совместного поворота. Описан вариант органа, регулирующего распределение газа между каналами -втулка, покрытая слоем термостойкого композиционного материала с выполненной в нем проточкой.The use of all of the above structures on small-sized short-range missiles is impossible without a significant decrease in the reliability of the rocket and its aerodynamic characteristics. The closest to the invention is the rocket launch and orientation executive system (patent RU 2082946 C1). The executive system contains aerodynamic rudders with a drive, orientation means located in the tail section. In this case, the orientation means are located in an annular housing designed for rigid connection with the rocket. The authors of the patent have proposed several versions of this system, differing in the design of the controls. The most suitable variant for a small-sized rocket is equipped with rods attached to the annular body, the gas generator is made annular and connected to the jet nozzles by means of gas supply channels made in the annular body. The jet nozzles of each pair are connected to one end of the corresponding thrust, which makes it possible to distribute the gas flow between them from their common channel. Each rod by its second end is connected to the corresponding rudder with the possibility of their joint rotation. A variant of the body regulating the distribution of gas between the channels is described - a bushing covered with a layer of heat-resistant composite material with a groove made in it.

Ряд технических проблем возникает при попытке применения данной системы для управления малогабаритной ЗУР, выполненной по аэродинамической схеме «утка» со складными рулями и крыльями, размещенной в транспортном контейнере с минимальным радиальным зазором.A number of technical problems arise when trying to use this system to control a small-sized missile defense system, made according to the aerodynamic "canard" scheme with folding rudders and wings, placed in a transport container with a minimum radial clearance.

Размещение реактивных сопел вышеописанной системы в хвостовом отсеке исключает возможность их механической связи с аэродинамическими рулями, находящимися для «утки» в носовой части. Кроме того, особенностью некоторых малогабаритных ракет является полная невозможность механической связи аэродинамических рулей с любыми иными механизмами в составе ракеты для приведения последних в действие.The placement of the jet nozzles of the above-described system in the tail compartment excludes the possibility of their mechanical connection with the aerodynamic rudders located for the "canard" in the bow. In addition, a feature of some small-sized missiles is the complete impossibility of mechanical connection of aerodynamic control surfaces with any other mechanisms in the composition of the missile to activate the latter.

Габариты реактивных сопел, каналов-газоводов и регуляторов распределения газа обусловлены необходимостью обеспечения определенных тяговых характеристик, а также потребной скоростью изменения направления реактивной силы. Запас топлива определяет габариты газогенератора. Данные составные части вышеописанной системы размещены в кольцевом корпусе, что невозможно реализовать в условиях жестких габаритных ограничений.The dimensions of jet nozzles, gas ducts and gas distribution regulators are due to the need to ensure certain thrust characteristics, as well as the required speed of changing the direction of the reactive force. The fuel reserve determines the dimensions of the gas generator. These components of the above-described system are located in an annular casing, which is impossible to implement in conditions of severe dimensional constraints.

Решение данных технических проблем обеспечивается размещением в носовой части малогабаритной ЗУР газодинамического устройства управления, выполненного в пределах обводов ракеты в виде отдельного отсека с газогенератором и распределительной системой, не связанной механически с аэродинамическими рулями ракеты. Газогенератор является источником рабочего тела, которое формируется распределительной системой в реактивные струи в заданном направлении по командам с бортовой аппаратуры ракеты. Органы управления распределительной системы приводятся в движение независимыми приводами, находящимися в составе устройства.The solution to these technical problems is provided by the placement in the nose of a small-sized missile-guided missile system of a gas-dynamic control device made within the rocket outlines in the form of a separate compartment with a gas generator and a distribution system not mechanically connected with the rocket aerodynamic rudders. The gas generator is the source of the working fluid, which is formed by the distribution system into jet streams in a given direction by commands from the onboard equipment of the rocket. The controls of the distribution system are driven by independent drives that are part of the device.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется изображениями, представленными на фиг. 1 - общая схема функционирования и вариант работы газодинамического устройства управления, фиг. 2 - схема газодинамического устройства управления, фиг. 3 - схема газогенератора, фиг. 4 - схема распределительной системы, фиг. 5 - схема клапанов распределительной системы.The essence of the invention is illustrated by the images shown in FIG. 1 - a general scheme of operation and a variant of the operation of the gas-dynamic control device, FIG. 2 is a diagram of a gas-dynamic control device, FIG. 3 is a diagram of a gas generator, FIG. 4 is a diagram of a distribution system; FIG. 5 is a diagram of the valves of the distribution system.

Устройство представляет собой носовой отсек ракеты. В составе устройства предусмотрены четыре пары соосных каналов 1, через которые происходит истечение рабочего тела - сжатого газа или продуктов сгорания твердого топлива. При создании избыточного расхода рабочего тела через один из двух соосных каналов 1 возникает реактивная сила, воздействующая через корпус устройства на ракету. Тем самым реализуется газодинамический принцип управления ракетой. Четыре общие оси 2 каналов 1 расположены попарно параллельно в двух разнесенных поперечных плоскостях ракеты. Управление ракетой по тангажу или рысканию обеспечивается созданием двух равных и сонаправленных сил тяги вдоль параллельных осей 2 «каналов» 1. Управление ракетой по крену обеспечивается созданием двух противоположно направленных сил тяги вдоль двух параллельных осей 2 «каналов» 1.The device is a missile nose compartment. The device includes four pairs of coaxial channels 1 through which the working fluid - compressed gas or solid fuel combustion products - flows out. When creating an excess flow rate of the working fluid through one of the two coaxial channels 1, a reactive force arises, acting through the body of the device on the rocket. Thus, the gas-dynamic principle of rocket control is realized. Four common axes 2 of channels 1 are arranged in pairs in parallel in two spaced transverse planes of the rocket. Pitch or yaw control of the rocket is provided by creating two equal and co-directional thrust forces along parallel axes 2 "channels" 1. Roll control of the missile is provided by creating two oppositely directed thrust forces along two parallel axes 2 "channels" 1.

Пример создания управляющих усилий

для осуществления стабилизации по тангажу/рысканию показан в сечении А-А фиг. 1, пример стабилизации по крену - в сечении Б-Б фиг. 1.An example of creating control efforts

for the implementation of stabilization in pitch / yaw is shown in section A-A of Fig. 1, an example of roll stabilization is in section B-B of FIG. 1.

Устройство находится в составе ракеты 4, расположенной в транспортном контейнере 3 и условно делится на газогенератор и распределительную систему. Функционирование устройства начинается с подачи сигнала с бортовой аппаратуры ракеты 4 на подрыв пиропатрона 20 (фиг. 2), инициирующего воспламенитель 19, который в свою очередь поджигает заряд твердого топлива 18 газогенератора. Рабочее тело -продукты сгорания твердого топлива попадают в распределительную систему через центральную трубу 16. Распределительная система имеет в своем составе две взаимноперпендикулярные пары соосных каналов 5, расположенные на расстоянии друг от друга и сообщающиеся с центральной трубой 16. Каждый из каналов 5 оканчивается клапаном вращения 7, регулирующим расход рабочего тела в два противоположные сопла 26 (фиг. 4). Одновременно с сигналом на подрыв пиропатрона 20 (фиг. 3), или несколько раньше, с бортовой аппаратуры ракеты 4 начинают поступать управляющие сигналы на приводы 14, которые разворачивают клапаны вращения 7 на заданный угол. Благодаря повороту клапанов вращения 7 возникают реактивные силы в четырех плоскостях перпендикулярных соответствующим каналам 5. При этом сила тяги со стороны каждого клапана вращения 7 может быть направлена в прямом или обратном направлении перпендикулярно продольной оси ракеты. Также сила тяги со стороны каждого клапана может принимать нулевое значение.The device is part of the rocket 4, located in the transport container 3 and is conventionally divided into a gas generator and a distribution system. The operation of the device begins with a signal from the onboard equipment of the rocket 4 to detonate the squib 20 (Fig. 2), which initiates the igniter 19, which in turn ignites the solid fuel charge 18 of the gas generator. The working fluid, the products of solid fuel combustion, enter the distribution system through the central pipe 16. The distribution system includes two mutually perpendicular pairs of coaxial channels 5 located at a distance from each other and communicating with the central tube 16. Each of the channels 5 ends with a rotation valve 7 regulating the flow rate of the working fluid into two opposite nozzles 26 (Fig. 4). Simultaneously with the signal to detonate the squib 20 (Fig. 3), or somewhat earlier, from the onboard equipment of the rocket 4, control signals begin to flow to the actuators 14, which rotate the rotation valves 7 at a predetermined angle. Due to the rotation of the rotation valves 7, reactive forces arise in four planes perpendicular to the corresponding channels 5. In this case, the thrust force from the side of each rotation valve 7 can be directed in the forward or reverse direction perpendicular to the longitudinal axis of the rocket. Also, the thrust force from each valve can be zero.

Крутящий момент на клапан вращения 7 передается через вал 12 привода 14. Каждый из клапанов вращения 7 установлен в индивидуальном корпусе 11 на двух подшипниках 10 и герметизирован двумя резиновыми кольцами 8, установленными в выемки П-образных фторопластовых манжет 9. Гайка 6 исключает осевое перемещение клапана вращения 7, путем поджатая его к буртику корпуса 11. Приводы 14 и корпуса 11 распределительной системы смонтированы на плате 13, которая установлена в отсеке 15. Отсек 15 в свою очередь стыкуется с дном 17 газогенератора, чем обеспечивается формирование единого газодинамического устройства управления в составе газогенератора и распределительной системы.The torque to the rotation valve 7 is transmitted through the drive shaft 12 14. Each of the rotation valves 7 is installed in an individual housing 11 on two bearings 10 and sealed with two rubber rings 8 installed in the recesses of the U-shaped fluoroplastic cuffs 9. The nut 6 excludes the axial movement of the valve rotation 7, by pressing it against the shoulder of the housing 11. The drives 14 and the housing 11 of the distribution system are mounted on the board 13, which is installed in the compartment 15. The compartment 15, in turn, joins the bottom 17 of the gas generator, which ensures the formation of a single gas-dynamic control device as part of the gas generator and distribution system.

На схеме газогенератора (фиг. 3) изображен источник рабочего тела газодинамического устройства управления. Заряд твердого топлива 18 установлен во внутренней полости газогенератора, образованной дном 17 и крышкой 23. Заряд 18 имеет секторную выемку для размещения пиросвечи 20 в дне 17. Воспламенитель 19, обеспечивающий поджиг заряда твердого топлива 18, поджат к крышке 23 гайкой 24 через резиновую прокладку 25. Герметичность газогенератора обеспечивается резиновым кольцом 22, а герметичность соединения газогенератора с распределительной системы обеспечивается резиновым кольцом 21.The diagram of the gas generator (Fig. 3) shows the source of the working fluid of the gas-dynamic control device. The solid fuel charge 18 is installed in the inner cavity of the gas generator formed by the bottom 17 and the cover 23. The charge 18 has a sector recess for placing the candle 20 in the bottom 17. The igniter 19, which provides ignition of the solid fuel charge 18, is pressed against the cover 23 by the nut 24 through the rubber gasket 25 The tightness of the gas generator is ensured by the rubber ring 22, and the tightness of the connection between the gas generator and the distribution system is ensured by the rubber ring 21.

На схеме распределительной системы (фиг. 4) изображены клапаны вращения 7 с проточкой, регулирующей расход рабочего тела в два противоположные сопла 26. По команде с бортовой аппаратуры ракеты привод 14 обеспечивает поворот клапана вращения 7 на заданный угол, чем обеспечивается частичное (или полное) перекрытие критического сечения одного из сопел 26 и частичное (или полное) открытие критического сечения противоположного сопла 26. Возникает реактивная сила противоположная направлению истечения газа, ракета разворачивается на заданный угол. Нейтральное положение клапана вращения 7 обеспечивает равный расход через оба сопла 26, благодаря чему равнодействующая сил реактивной тяги со стороны данных сопел принимает нулевое значение. Для защиты внутренних каналов от внешнего воздействия при эксплуатации и для обеспечения достаточного начального давления при запуске газогенератора установлены заглушки 27, вылетающие при подаче на них высокого давления.The diagram of the distribution system (Fig. 4) shows rotation valves 7 with a groove that regulates the flow of the working fluid into two opposite nozzles 26. On command from the onboard equipment of the rocket, the drive 14 rotates the rotation valve 7 by a predetermined angle, which provides partial (or complete) overlap of the throat of one of the nozzles 26 and partial (or complete) opening of the throat of the opposite nozzle 26. A reactive force is generated opposite to the direction of gas flow, the rocket is deployed at a predetermined angle. The neutral position of the rotation valve 7 ensures equal flow through both nozzles 26, due to which the resultant of the jet thrust forces from the side of these nozzles takes on a zero value. To protect the internal channels from external influences during operation and to ensure a sufficient initial pressure when starting the gas generator, plugs 27 are installed, flying out when high pressure is applied to them.

На схеме клапанов распределительной системы (фиг. 5) изображены варианты поперечного сечения клапанов вращения 28, 29, которые могут быть установлены взамен клапана вращения 7 (фиг. 4), имеющего проточку для регулирования расхода газа в противоположные сопла.The valve diagram of the distribution system (Fig. 5) shows variants of the cross-section of the rotation valves 28, 29, which can be installed instead of the rotation valve 7 (Fig. 4), which has a groove for regulating the gas flow rate in opposite nozzles.

Клапан вращения 28 имеет два взаимноперпендикулярных пересекающихся отверстия, одно из которых глухое, а другое сквозное. Глухое отверстие выступает в роли входного для рабочего тела, а две стороны сквозного - в качестве выходных.The rotation valve 28 has two mutually perpendicular intersecting holes, one of which is blind and the other through. The blind hole acts as an input for the working fluid, and the two sides of the through hole act as output.

Клапан вращения 29 отличается от клапана вращения 28 тем, что оба взаимноперпендикулярных отверстия выполнены сквозными. При этом одна из сторон первого отверстия по-прежнему является входной для рабочего тела, а другая служит для исключения радиальной составляющей сил давления на ось клапана вращения 29. Это снижает радиальное усилие на подшипники 10 (фиг. 2), благодаря чему уменьшается момент трения в них и потребная мощность привода 14 для поворота клапана вращения 29. При использовании клапана вращения 29 несколько возрастает тепловая нагрузка на корпус 11 (фиг. 2). Две стороны другого отверстия клапана вращения 29 являются выходными для рабочего тела.The rotation valve 29 differs from the rotation valve 28 in that both mutually perpendicular holes are made through. In this case, one of the sides of the first hole is still inlet for the working fluid, and the other serves to exclude the radial component of the pressure forces on the axis of the rotation valve 29. This reduces the radial force on the bearings 10 (Fig. 2), thereby reducing the frictional moment in them and the required power of the drive 14 to rotate the rotation valve 29. When using the rotation valve 29, the thermal load on the housing 11 (Fig. 2) slightly increases. Two sides of the other opening of the rotation valve 29 are outlets for the working fluid.

Принцип действия клапанов вращения 28, 29 аналогичен принципу действия клапана вращения 7 (фиг. 4): при повороте клапана на заданный угол обеспечивается частичное (или полное) перекрытие критического сечения одного из сопел 26 (фиг. 4) и частичное (или полное) открытие критического сечения противоположного сопла 26 (фиг. 4). Возникает реактивная сила противоположная направлению истечения газа, ракета разворачивается на заданный угол. Нейтральное положение клапанов вращения 28, 29 обеспечивает равный расход через оба сопла 26 (фиг. 4), благодаря чему равнодействующая сил реактивной тяги со стороны данных сопел принимает нулевое значение.The principle of operation of the rotation valves 28, 29 is similar to the principle of operation of the rotation valve 7 (Fig. 4): when the valve is turned by a given angle, partial (or complete) overlap of the critical section of one of the nozzles 26 (Fig. 4) and partial (or complete) opening the critical section of the opposite nozzle 26 (Fig. 4). There is a reactive force opposite to the direction of gas flow, the rocket turns at a given angle. The neutral position of the rotation valves 28, 29 ensures equal flow through both nozzles 26 (Fig. 4), due to which the resultant of the jet thrust forces from the side of these nozzles takes on a zero value.

Claims

1. A gas-dynamic control device, including a gas generator with a solid fuel charge, an igniter and a glow plug, a distribution system, characterized in that the device is made within the rocket body contours in the form of a single compartment, the distribution system has a central channel, two mutually perpendicular pairs of coaxial channels located at a distance from each other, each of the channels contains a rotation valve having a groove or two mutually perpendicular intersecting holes, and a pair of coaxial nozzles, while each rotation valve is driven by signals from the onboard rocket equipment, independent and not associated with aerodynamic rudders driven as part of the device.

2. The device according to claim. 1, characterized in that one of the mutually perpendicular intersecting holes is blind, and the other is through.

3. The device according to claim 1, characterized in that both holes are made through.