RU2124696C1

RU2124696C1 - Guided missile

Info

Publication number: RU2124696C1
Application number: RU97114645A
Authority: RU
Inventors: Н.Н. Катуркин; К.К. Лопатин; А.Н. Пауков
Original assignee: Конструкторское бюро приборостроения
Priority date: 1997-08-13
Filing date: 1997-08-13
Publication date: 1999-01-10

Abstract

FIELD: missile weaponry. SUBSTANCE: missile body accommodates the electronic control equipment, electric power unit, control actuator and a gyroscope with a contactless sensor. The gyroscope and control actuator are rigidly fastened to the surfaces of common support coupled to the missile body. The control actuator is supported as a cantilever with respect to the support, and with a clearance with respect to the missile body, and its fasteners are located around the gyroscope and points of its attachment to the support. EFFECT: enhanced accuracy and reliability of guided missile attained due to linearization of friction moments in gyroscope ball bearing supports due to the effect of vibrations arising in operation of the control actuator. 2 dwg

Description

Изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к управляемым реактивным снарядам (УРС) и управляемым ракетам (УР). The invention relates to defense technology, and more particularly to guided missiles (URS) and guided missiles (UR).

Известно, что надежность и точность современных УРС и УР в большой степени зависят от стабильности работы их автопилотов и, в первую очередь, их гироскопов. Известно, что в УРС и УР с малым временем (до 1 мин) используются импульсные гироскопы, запускаемые перед выстрелом и работающие на выбеге ротора, раскрученного до больших оборотов, известно также, что время работы таких гироскопов, их точность и надежность во многом зависят от величины и стабильности моментов трения, действующих по их гироскопическим осям, которые пропорционально растут при увеличении нагрузок, действующих на широкоподшипниковые опоры гироскопа. It is known that the reliability and accuracy of modern URS and URs to a large extent depend on the stability of their autopilots and, above all, their gyroscopes. It is known that in URS and UR with a short time (up to 1 min), pulsed gyroscopes are used, which are launched before firing and run on a coast of a rotor spun up to high revolutions, it is also known that the operating time of such gyroscopes, their accuracy and reliability largely depend on the magnitude and stability of the friction moments acting along their gyroscopic axes, which increase proportionally with increasing loads acting on the wide-bearing gyroscope bearings.

Развитие и совершенствование УРС и УР идет по пути повышения скорости и увеличению дальности стрельбы. Это провидит к необходимости увеличения начальной скорости и, как следствие этого, к росту стартовых линейных ускорений, которые могут достигать 100000 м/с² (10000 g) и более. Такие линейные перегрузки крайне неблагоприятно сказываются на основных характеристиках гироскопов (их точности и времени работы): из-за резкого увеличения моментов трения в их широкоподшипниковых опорах и падения оборотов ротора при выстреле (до 30%) соответственно уменьшается и кинетический момент ротора, что приводит к уменьшению времени складывания рамок и к увеличению уходов гироскопов. Для компенсации потери кинетического момента, вызванной действием статорных линейных перегрузок, в некоторых УРС и УР используются устройства для уменьшения трения в подшипниках гироскопа, путем придания его гироподвесу вынужденных периодических колебаний. С этой целью, например, гироскоп (патент США N 3406575, кл. G 01 C 19/04, 1968) снабжен специальным двигателем, который с помощью системы зубчатых колес создает периодические двухциклические колебания промежуточных обойм подшипников в противоположных направленных с равной амплитудой в диапазоне углов меньше 180^o и более 90^o, с одинаковым периодом колебаний. Такое техническое решение позволяет уменьшить моменты трения в подшипниках гироскопа, сократить потери кинетического момента ротора при выстреле, однако получаемый эффект достигается путем значительного усложнения конструкции гироскопа и УРС в целом, что снижает надежность их работы.The development and improvement of URS and SD goes along the path of increasing speed and increasing firing range. This provides for the need to increase the initial velocity and, as a consequence, to increase the starting linear accelerations, which can reach 100,000 m / s ² (10000 g) and more. Such linear overloads adversely affect the basic characteristics of gyroscopes (their accuracy and operating time): due to a sharp increase in the friction moments in their wide-bearing bearings and a drop in the rotor speed during firing (up to 30%), the kinetic moment of the rotor also decreases, which leads to reduce the time of folding frames and to increase the departure of gyroscopes. To compensate for the loss of the kinetic moment caused by the action of stator linear overloads, in some URS and UR, devices are used to reduce friction in the gyroscope bearings by imposing the gyro-suspension to forced periodic oscillations. For this purpose, for example, the gyroscope (US patent N 3406575, class G 01 C 19/04, 1968) is equipped with a special engine that creates periodic bicyclic oscillations of the intermediate bearings in opposite directions with equal amplitude in the range of angles using a system of gears less than 180 ^o and more than 90 ^o , with the same oscillation period. This technical solution allows to reduce the friction moments in the gyroscope bearings, to reduce the loss of the kinetic moment of the rotor during firing, however, the effect obtained is achieved by significantly complicating the design of the gyroscope and URS as a whole, which reduces the reliability of their operation.

Кроме того, необходимость установки двигателя, а также дополнительное энергообеспечение его работы делают такую конструкцию не рациональной для УРС и УР малого калибра, чем ограничивается область ее применения. In addition, the need to install an engine, as well as additional energy supply for its operation, makes such a design not rational for URS and SD small caliber, which limits its scope.

На французской ракете "Акра" (А.Н.Латухин, Противотанковое вооружение. - М. : Воен. изд. МО СССР, 1974, с. 230-235), содержащей корпус, электронную аппаратуру управления, блок электропитания, рулевой привод, двигатель, гироскоп стабилизации по крену, выстреливаемой из ствола танка (или бронемашины) со сверхзвуковой скоростью (500 м/с), задача обеспечения точности и надежности работы гироскопа после воздействия больших стартовых перегрузок решена посредством максимально возможной миниатюризации гироскопа за счет введения бесконтактного датчика, формирующего опорный сигнал (вместо широко распространенного на УРС и УР в прошлом щеточного датчика). В результате резко уменьшились масса гироскопа, его гиромотора и ротора, а также нагрузки на их широкоподшипниковые опоры, следствием чего стало уменьшение потери оборотов ротора при выстреле снаряда, однако в связи с малым кинетическим моментом ротора эти потери ощутимы, и, учитывая, что при сверхзвуковой скорости снаряда на гироскоп могут действовать значительные траекторные нагрузки, разброс характеристик гироскопов (по точности и времени работы) может изменяться в широких пределах, к тому же гироскоп с малым кинетическим моментом очень чувствителен к попаданию в его подшипники пыли и влаги, что особенно сказывается при низких температурах и может быть причиной преждевременного складывания гироскопа и отказа снаряда. On the French rocket "Akra" (A.N. Latukhin, Anti-tank weapons. - M.: Military. Publishing House of the USSR Ministry of Defense, 1974, p. 230-235), containing a housing, electronic control equipment, power supply, steering gear, engine , roll stabilization gyroscope, fired from the barrel of a tank (or armored vehicle) with a supersonic speed (500 m / s), the task of ensuring the accuracy and reliability of the gyroscope after exposure to large starting overloads is solved by the maximum possible miniaturization of the gyroscope by introducing a proximity sensor, shapes ruyuschego reference signal (instead widespread in URS and SD last brush sensor). As a result, the mass of the gyroscope, its gyromotor and rotor, as well as the load on their wide-bearing bearings, sharply decreased, resulting in a decrease in the loss of rotor speed during projectile firing, however, due to the small kinetic moment of the rotor, these losses are noticeable, and given that with supersonic the velocity of the projectile on the gyroscope can be affected by significant trajectory loads, the dispersion of the characteristics of the gyroscopes (in accuracy and operating time) can vary over a wide range, moreover, a gyroscope with a small kinetic moment It is very sensitive to dust and moisture entering its bearings, which is especially noticeable at low temperatures and can be the reason for premature folding of the gyroscope and projectile failure.

Целью предлагаемого изобретения является повышение точности и надежности УРС путем линеаризации моментов трения в широкоподшипниковых опорах его гироскопа за счет воздействия на них высокочастотных вынужденных колебаний, возникающих при работе рулевого привода. The aim of the invention is to increase the accuracy and reliability of the URS by linearizing the friction moments in the wide-bearing bearings of its gyroscope due to the influence of high-frequency forced vibrations arising from the operation of the steering gear.

Для достижения этой цели в известном управляемом снаряде, содержащем корпус, электронную аппаратуру управления, блок электропитания, рулевой привод 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. To achieve this, in a known guided projectile comprising a housing, electronic control equipment, power supply unit, a steering gear and a gyroscope with a proximity sensor, the steering gear and gyroscope are rigidly mounted on surfaces made on a single support associated with the shell of the projectile, the steering gear being fixed cantilevered with respect to the support and with a clearance to the shell of the projectile, and its fastening elements are placed around the gyroscope and its mounting location to the support.

На фиг. 1 представлен общий вид управляемого снаряда; на фиг. 2 - его поперечное сечение. In FIG. 1 shows a general view of a guided projectile; in FIG. 2 - its cross section.

Управляемый снаряд имеет корпус 1, внутри которого установлены электронная аппаратура управления 2, блок электропитания 3, рулевой привод 4 с рулями 5, гироскоп 6 с бесконтактным датчиком. Для крепления рулевого привода и гироскопа внутри снаряда имеется опора 7, связанная с его корпусом, на которой перпендикулярно оси снаряда выполнены стыковочные поверхности "а" и "в". На поверхности "а" с помощью фланца закреплен гироскоп, а на поверхности "в" - рулевой привод. Рулевой привод закреплен консольно по отношению к опоре с помощью винтов и проушин "с" и отделен от корпуса снаряда зазором "d", при этом его места крепления расположены по окружности вокруг гироскопа и его места крепления к опоре. The guided projectile has a housing 1, inside which are installed electronic control equipment 2, a power supply unit 3, a steering gear 4 with rudders 5, a gyroscope 6 with a proximity sensor. For fastening the steering gear and the gyroscope inside the projectile there is a support 7 connected to its body, on which the connecting surfaces "a" and "b" are made perpendicular to the axis of the projectile. A gyroscope is mounted on the surface “a” with a flange, and a steering gear is mounted on the surface “b”. The steering gear is mounted cantilever in relation to the support using screws and eyes "c" and is separated from the projectile body by a gap "d", while its mounting points are located around the gyroscope and its mounting location to the support.

Такое техническое выполнение позволяет не только повысить точность и стабильность работы гироскопа и в целом всего снаряда, но и дает возможность обеспечить надежное его управление (при использовании одного и того же гироскопа) на значительно большой дистанции по сравнению с ракетой "Акра", максимальная дальность стрельбы которой не превышает 3300 м (А.Н.Латухин "Противотанковое вооружение" с. 219, табл. 14). Это стало возможным благодаря линеаризации моментов трения в шарикоподшипниках гироскопа за счет воздействия на них высокочастотных колебаний, возникающих при работе рулевого привода, от соударения его подвижных частей с упорами, ограничивающими угловые отклонения аэродинамических рулей, амплитуда виброускорений этих колебаний при частоте 60-150 Гц достигает 15-20 м/с² (1,5-2g). Предложенная конструкция снаряда позволяет с большим эффектом использовать эти колебания для улучшения характеристик гироскопа без введения специальных устройств, а только за счет максимального контакта гироскопа и рулевого привода в конструкции снаряда. Это достигается путем закрепления рулевого привода и гироскопа на единой опоре, что создает благоприятные условия для передачи колебаний на гироскоп и его шарикоподшипники. Установка рулевого привода на опоре консольно и с зазором по отношению к корпусу снаряда позволяет в значительной степени исключить гашение колебаний корпусом снаряда и его элементами, а размещение мест крепления рулевого привода вокруг гироскопа и его места крепления к опоре позволяет симметрировать приложение колебательных нагрузок на гироскоп и обеспечить их более равномерное распределение на его шарикоподшипники.Such technical implementation not only improves the accuracy and stability of the gyroscope and the whole projectile, but also makes it possible to ensure its reliable control (using the same gyroscope) at a significantly greater distance compared to the Akra rocket, and the maximum firing range which does not exceed 3300 m (A.N. Latukhin "Anti-tank weapons" p. 219, tab. 14). This became possible due to the linearization of the friction moments in the ball bearings of the gyroscope due to the influence of high-frequency oscillations arising during the operation of the steering gear from the collision of its moving parts with stops that limit the angular deviations of the aerodynamic rudders, the amplitude of vibration acceleration of these oscillations at a frequency of 60-150 Hz reaches 15 -20 m / s ² (1.5-2g). The proposed design of the projectile allows you to use these oscillations with great effect to improve the gyroscope without introducing special devices, but only due to the maximum contact of the gyroscope and the steering gear in the design of the projectile. This is achieved by fixing the steering gear and the gyroscope on a single support, which creates favorable conditions for transmitting vibrations to the gyroscope and its ball bearings. The installation of the steering gear on the support console and with a clearance in relation to the shell of the projectile allows to largely eliminate the damping of vibrations by the shell of the projectile and its elements, and the location of the mounting of the steering gear around the gyroscope and its mounting location on the support allows you to symmetry the application of vibrational loads on the gyroscope and provide their more even distribution on its ball bearings.

Следует отметить, что такая конструкция эффективна при использовании гироскопов с бесконтактным датчиком; при использовании щеточных датчиков колебания гироскопа могут стать серьезным источником искажения снимаемого с датчика сигнала (из-за дребезга щеток). It should be noted that this design is effective when using gyroscopes with a proximity sensor; when using brush sensors, gyroscope oscillations can become a serious source of distortion of the signal removed from the sensor (due to the rattling of the brushes).

По циклограмме функционирование снаряда при выстреле начинается с включения блока электропитания 3 и запуска гироскопа 6. Во время движения снаряда по стволу гироскоп теряет часть своего кинетического момента из-за действия больших стартовых перегрузок, что неизбежно при любой конструкции гироскопа. According to the cyclogram, the operation of the projectile during firing starts with the power supply unit 3 turned on and the gyroscope 6 started. During the projectile's movement along the barrel, the gyroscope loses part of its kinetic moment due to the large starting overloads, which is inevitable with any gyroscope design.

После раскрытия рулей 5 (по стрелке Б) и включения рулевого привода 4 колебания, возникающие при его работе, через опору 7 передаются на гироскоп и его шарикоподшипники. В результате действия колебаний моменты трения шарикоподшипников уменьшаются в несколько раз, соответственно замедляется уход рамки гиромотора и увеличивается время складывания гироскопа, а это позволяет обеспечивать надежное управление снарядом на значительно большей дистанции при сохранении высокой точности. After the rudders 5 are opened (in the direction of arrow B) and the steering gear 4 is turned on, the vibrations arising during its operation are transmitted through the support 7 to the gyroscope and its ball bearings. As a result of the oscillations, the friction moments of ball bearings decrease several times; accordingly, the gyro frame’s frame retreat is slowed down and the gyroscope folds longer, which ensures reliable control of the projectile at a much greater distance while maintaining high accuracy.

Экспериментальные образцы управляемых снарядов, изготовленные по предлагаемому техническому решению, показали его высокую эффективность. Параметры точности и стабильности характеристик гироскопа в составе снаряда возросли по сравнению с прототипом (ракета "Акра") примерно в 2-2,5 раза, при этом уменьшился разброс этих параметров при испытаниях на различных температурных режимах, а также значительно уменьшилась чувствительность гироскопа к засорению его подшипников (из-за попадания в них пыли или влаги), которая является большим недостатком современных миниатюрных гироскопов с малым кинетическим моментом. Experimental samples of guided shells made according to the proposed technical solution showed its high efficiency. The accuracy and stability parameters of the gyroscope’s characteristics as a part of the projectile increased by about 2-2.5 times compared with the prototype (Akra rocket), while the spread of these parameters during tests at various temperature conditions decreased, and the gyroscope’s sensitivity to clogging was also significantly reduced. its bearings (due to the ingress of dust or moisture), which is a big drawback of modern miniature gyroscopes with a small kinetic moment.

Предлагаемое техническое решение в ближайшее время будет использовано на ряде разрабатываемых образцов. The proposed technical solution in the near future will be used on a number of developed samples.

Claims

A guided projectile comprising a housing, electronic control equipment, power supply unit, steering gear and a gyroscope with a proximity sensor, characterized in that the steering gear and gyroscope are rigidly mounted on surfaces made on a single support associated with the shell of the shell, and the steering gear is fixed cantilevered with respect to the support and with a clearance to the shell of the projectile, and its fastening elements are placed around the gyroscope and its mounting location to the support.