RU2123659C1 - Guided missile - Google Patents
Guided missile Download PDFInfo
- Publication number
- RU2123659C1 RU2123659C1 RU97114644A RU97114644A RU2123659C1 RU 2123659 C1 RU2123659 C1 RU 2123659C1 RU 97114644 A RU97114644 A RU 97114644A RU 97114644 A RU97114644 A RU 97114644A RU 2123659 C1 RU2123659 C1 RU 2123659C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gyroscope
- missile
- batteries
- urs
- cells
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Gyroscopes (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к оборонной технике, а конкретно к управляемым реактивным снарядам (УРС) и управляемым ракетам (УР). The invention relates to defense technology, and in particular to guided missiles (URS) and guided missiles (UR).
Известно, что характеристики точности и надежности УРС и УР в большей степени зависят от работы их автопилотов и, в первую очередь, их гироскопов. В современных образцах УРС и УР с относительно малым полетным временем (до 1 мин) используются импульсные гироскопические приборы, работающие на выбеге предварительно раскрученного до больших оборотов ротора. Известно, что время работы таких приборов, их точность и надежность во многом зависят от величины и стабильности моментов трения в их подшипниковых опорах. Поскольку современные УРС и УР должны обеспечивать надежную работу в диапазоне температур от +60oC до -60oC, а вязкость приборных масел, применяемых для смазки шарикоподшипников, меняется в интервале указанных температур в десятки раз, обеспечение стабильности выходных характеристик гироскопов при этих температурах является трудной механической задачей, особенно при предельно низких температурах. К примеру: широко распространенное приборное масло 132-08 ГОСТ 18375-75 в диапазоне температур от +20oC до -50oC меняет показатель вязкости в 40-50 раз, а при температуре -60oC приближается к точке замерзания, соответственно моменты трения подшипников, смазанных маслом, могут изменяться в таких условиях самым непредсказуемым образом, особенно, если в подшипники попадает пыль и влага. Для повышения стабильности характеристик гироскопов при работе УРС и УР на предельно низких эксплуатационных температурах в ряде зарубежных образцов ракетной техники производится подогрев гироскопов с помощью специальных устройств, например подогрев гироскопа, патент США N 4448086, кл. G 01 C 19/04 от 15.05.84 г., осуществляемый с помощью нагрева жидкости, залитой между двумя оболочками, в которых установлен гироскоп. Это техническое решение позволяет улучшить условия работы гироскопа при низких эксплуатационных температурах, но приводит к нерациональному использованию внутреннего объема УРС, так как в результате введения специальных устройств для размещения подогревающей жидкости (специальный герметичный кожух с двумя оболочками) и для ее подогрева (специальный подогреватель), увеличиваются собственные габариты гироскопического прибора, его масса, что снижает возможность увеличить эффективную массу УРС (например: его боевую часть) при прочих равных условиях.It is known that the accuracy and reliability characteristics of URS and SD are more dependent on the operation of their autopilots and, above all, their gyroscopes. In modern models of URS and UR with a relatively short flight time (up to 1 min), pulsed gyroscopic devices are used that operate on a coast that is previously untwisted to high revolutions of the rotor. It is known that the operating time of such devices, their accuracy and reliability largely depend on the magnitude and stability of the friction moments in their bearing bearings. Since modern URS and UR must ensure reliable operation in the temperature range from +60 o C to -60 o C, and the viscosity of the instrument oils used to lubricate ball bearings varies by tens of times in the range of these temperatures, ensuring the stability of the output characteristics of gyroscopes at these temperatures is a difficult mechanical task, especially at extremely low temperatures. For example: the widespread instrument oil 132-08 GOST 18375-75 in the temperature range from +20 o C to -50 o C changes the viscosity index by 40-50 times, and at a temperature of -60 o C it approaches the freezing point, respectively, the moments The friction of bearings lubricated with oil can change in such conditions in the most unpredictable way, especially if dust and moisture get into the bearings. To increase the stability of the characteristics of gyroscopes during operation of the URS and UR at extremely low operating temperatures, a number of foreign rocket technology models use the heating of gyroscopes using special devices, for example, heating a gyroscope, US patent N 4448086, cl. G 01 C 19/04 from 05/15/84, carried out by heating a liquid poured between two shells in which a gyroscope is installed. This technical solution allows to improve the working conditions of the gyroscope at low operating temperatures, but leads to the irrational use of the internal volume of the URS, because as a result of the introduction of special devices to accommodate the heating fluid (a special sealed casing with two shells) and for heating it (a special heater), the own dimensions of the gyroscopic device and its mass increase, which reduces the ability to increase the effective mass of URS (for example: its warhead), with other factors conditions.
В других образцах УРС и УР с целью упрощения конструкции ограничивается диапазон минусовых температур боевого использования. Например, во французской противотанковой УР "Акра" (см. А.Н.Латухин. "Противотанковое вооружение". Военное из-во МО СССР, М. 1974 г., стр.230-235), содержащий корпус, элементы управления, блок электропитания с термоэлектробатареями, гироскоп, диапазон боевого использования ограничен температурой -30o, что является существенным недостатком ракеты, поскольку ограничивается ее использованием в полярных условиях, а также требуется значительная выдержка ракеты (с целью выравнивания ее температуры по отношению к окружающей среде) перед боевым использованием после транспортирования авиацией и десантирования (из-за охлаждения после длительного полета на больших высотах в транспортных отсеках боевых самолетов температура ракеты может доходить до -60oC).In other samples of URS and UR, in order to simplify the design, the range of minus temperatures of combat use is limited. For example, in the French anti-tank missile defense "Akra" (see A.N. Latukhin. "Anti-tank weapons". Military from the Ministry of Defense of the USSR, M. 1974, pp. 230-235), containing the case, controls, unit power supply with thermoelectric batteries, a gyroscope, the range of combat use is limited to -30 o , which is a significant drawback of the rocket, since it is limited to its use in polar conditions, and a significant exposure of the rocket is required (in order to equalize its temperature with respect to the environment) before combat use after transportation by aircraft and landing (due to cooling after a long flight at high altitudes in the transport compartments of combat aircraft, the temperature of the rocket can reach -60 o C).
Целью предлагаемого технического решения является повышение точности и стабильности работы УРС при предельно низких эксплуатационных температурах (до -60oC) путем подогрева гироскопа за счет рационального использования тепла, выделяемого при функционировании УРС.The aim of the proposed technical solution is to increase the accuracy and stability of the URS at extremely low operating temperatures (up to -60 o C) by heating the gyroscope due to the rational use of heat generated during the functioning of the URS.
Для этого в УРС, содержащем корпус, элементы управления, блок электропитания с термоэлектробатареями, гироскоп, корпус блока электропитания выполнен в виде обоймы из высокотеплопроводного материала, в гнездах которой без зазора установлены термоэлектробатареи, размещенные равномерно вокруг центрального гнезда, в котором установлен гироскоп, при этом между обоймой и корпусом снаряда в зоне расположения батарей выполнен гарантированный зазор. На фиг. 1, 2, 3 изображен УРС и его отдельные элементы. Внутри корпуса 1 установлены элементы управления в виде рулевого привода 2 и электронный аппаратуры управления 3. Блок электропитания выполнен в виде обоймы 4 с гнездами 5 и 6. В центральном гнезде 5 соосно оси снаряда установлен гироскоп 7, а вокруг него, равномерно в гнездах 6 размещены термоэлектробатареи 8. Обойма блока электропитания выполнена из алюминиевого сплава, обладающего высокой теплопроводностью, при этом для обеспечения хорошей теплопередачи тепла, образующегося при работе термоэлектробатарей, на корпус гироскопа через обойму батареи установлены в обойму без зазора на клее ВК-9 с наполнителем в виде алюминиевого порошка. Между корпусом снаряда и обоймой, в зоне расположения термоэлектробатарей, выполнен гарантированный зазор "а", что уменьшает распределение тепла, выделяемого при работе термоэлектробатарей на корпус снаряда. To this end, in an URS containing a housing, controls, an electrical power unit with thermoelectric batteries, a gyroscope, an electric power supply housing is made in the form of a cage of highly thermally conductive material, in the slots of which thermoelectric batteries are installed without a gap, placed evenly around the central socket in which the gyroscope is installed, while a guaranteed clearance is made between the clip and the shell of the projectile in the battery location zone. In FIG. 1, 2, 3 depicts the URS and its individual elements. Inside the
Такое техническое выполнение позволяет в значительной степени повысить точность и стабильность параметров гироскопа в составе УРС при функционировании на предельно низких эксплуатационных температурах (-50o ± 10oC) без применения специальных устройств, подогрева гироскопа, увеличения габаритов и массы гироскопа.This technical implementation can significantly improve the accuracy and stability of the gyroscope parameters in the URS when operating at extremely low operating temperatures (-50 o ± 10 o C) without the use of special devices, heating the gyroscope, increasing the size and weight of the gyroscope.
По циклограмме функционирование УРС начинается с поджига электровоспламенителей термоэлектробатарей 8 блока электропитания при старте УРС, при этом температура расплава при термореакции внутри батарей 8 в течение нескольких секунд достигает 500-600oC, а температура стенок батарей до 150-200oC. Тепловая энергия через стенки батарей и обоймы 4 передается на гироскоп 7 и его подшипники, чему способствует выполненные обоймы из высокотеплопроводного материала (алюминиевого сплава), установка термобатарей без зазора в гнездах 6 обоймы и равномерное расположение батарей вокруг гнезда 5, в котором установлен гироскоп. Выполнение гарантированного зазора "а" между корпусом 1 снаряда и обоймой в зоне расположения термоэлектробатарей (на их длине) позволяет сконцентрировать выделяемое тепло на корпусе гироскопа, устраняя при этом рассеивание тепла на корпусе снаряда. При такой конструкции обойма выполняет роль обогревающего гироскоп радиатора, при этом температура в подшипниковых опорах гироскопа поднимается на 30-35oC выше температуры снаряда (что соответствует -25 ...-30oC при функционировании на -60oC), вязкость смазки в подшипниках гироскопа при этом уменьшается примерно в 20 раз (по сравнению с -50oC). Это приводит к стабилизации и значительному снижению моментов трения в опорах гироскопа и, как следствие этого, увеличению точности и стабильности его работы в составе УРС.According to the sequence diagram, the operation of the URS starts with the ignition of the electric igniters of the thermoelectric batteries 8 of the power supply unit at the start of the URS, while the melt temperature during the thermoreaction inside the batteries 8 reaches 500-600 o C and the temperature of the walls of the batteries up to 150-200 o C. the walls of the batteries and
Экспериментальные исследования опытных образцов предлагаемого технического решения при предельно низких температурах (до -60oC) показали повышение точности гироскопов в составе УРС примерно в 1,5-2 раза и стабилизацию величины времени их работы при одновременном его увеличении примерно на 10-15%.Experimental studies of prototypes of the proposed technical solution at extremely low temperatures (up to -60 o C) showed an increase in the accuracy of gyroscopes in the composition of the URS approximately 1.5-2 times and stabilization of their operating time while increasing it by about 10-15%.
В ближайшем будущем предложенное техническое решение найдет применение на одном из разрабатываемых образцов УРС. In the near future, the proposed technical solution will find application on one of the developed models of URS.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97114644A RU2123659C1 (en) | 1997-08-13 | 1997-08-13 | Guided missile |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU97114644A RU2123659C1 (en) | 1997-08-13 | 1997-08-13 | Guided missile |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2123659C1 true RU2123659C1 (en) | 1998-12-20 |
RU97114644A RU97114644A (en) | 1999-03-20 |
Family
ID=20196772
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU97114644A RU2123659C1 (en) | 1997-08-13 | 1997-08-13 | Guided missile |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2123659C1 (en) |
-
1997
- 1997-08-13 RU RU97114644A patent/RU2123659C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Латухин А.Н. Противотанковое вооружение. - М.: Воениздат, 1974, с. 230 - 235. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Fair | The science and technology of electric launch | |
US20120060672A1 (en) | Host vehicle rocket launcher connectivity system | |
RU2123659C1 (en) | Guided missile | |
GB2602050A (en) | Energy harvesting assemblies | |
US6578491B2 (en) | Externally accessible thermal ground plane for tactical missiles | |
US3269315A (en) | Explosive primer | |
US8640619B1 (en) | Use of polyamide thermal plastics as low cost electronics potting compounds for munitions applications | |
US20110041719A1 (en) | Inertial Accumulator (IA) for onboard power supply of spinning and non-spinning projectiles and Directed Energy Projectiles | |
US2968996A (en) | Fin-stabilized, center-rotated rocket | |
US3267748A (en) | Pyrotechnic roll reference gyro | |
RU2166725C1 (en) | Guided missile | |
US3012439A (en) | Gyroscopes | |
RU2338150C1 (en) | Birotating jet shell | |
RU2258890C1 (en) | Rocket projectile | |
US3415190A (en) | Anti-disturbance fuse | |
RU2206060C2 (en) | Projectile, device testing electric system arranged in projectile and procedure testing electric system arranged in projectile | |
JP6246087B2 (en) | Thermal battery and rotating flying object | |
RU2472098C1 (en) | Staroverov's splinter projectile (versions) and device to this end (versions) | |
US405646A (en) | Electrical primer | |
RU2073969C1 (en) | Aerosol cluster generator | |
RU2540903C1 (en) | Guided missile | |
RU2124696C1 (en) | Guided missile | |
US2384320A (en) | Aerial cannon | |
RU2046285C1 (en) | Electric squib | |
EP4015983A1 (en) | Energy harvesting assemblies |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | License on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20110422 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120423 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |