RU2183817C1

RU2183817C1 - Guided missile

Info

Publication number: RU2183817C1
Application number: RU2000126686A
Authority: RU
Inventors: Л.Г. Захаров; Ю.Д. Копылов; А.Н. Пауков
Original assignee: Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения"
Priority date: 2000-10-23
Filing date: 2000-10-23
Publication date: 2002-06-20

Abstract

FIELD: jet-propelled artillery armament. SUBSTANCE: the guided missile has a body housing the control bay and the warhead, tail section with aerodynamic stabilizers and a gyroscope with a contactless sensor. The gyroscope is rigidly supported as a cantilever on the inner wall of the tail section in the area of attachment of the aerodynamic stabilizers to the section and separated from the other members of the section by a clearance preventing any contact of the gyroscope with the section members. EFFECT: enhanced payload mass of the missile and enhanced stability of gyroscope operation. 2 dwg

Description

Изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к управляемым снарядам и ракетам. The invention relates to defense technology, and more particularly to guided missiles and missiles.

Известно, что развитие современного высокоточного оружия идет в направлении увеличения эффективной дальности стрельбы, т.е. такой дальности, при которой обеспечивается поражение цели. It is known that the development of modern high-precision weapons goes in the direction of increasing the effective firing range, i.e. such a range that ensures the defeat of the target.

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. It is known that the effective range of firing of unguided shells from cannons does not exceed 1.5 ... 2 km, and when firing from them at a great distance, the number of shells needed to hit a target increases by tens of times, which makes shooting ineffective.

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. At the same time, the maximum firing range of many guns and howitzers is within 15 ... 25 km, and in some samples, for example, the American M107 gun, reaches 32 km or more [3]. This creates a definite prospect of the possible use of guns and howitzers for firing at long distances with guided projectiles.

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.However, due to the large starting accelerations that occur when firing from a gun and reaching 100,000 m / sec ² (10000 g) or more, as well as with an increase in the flight time of the projectile, many problems arise when solving this problem, the most difficult of which is to ensure high stability and reliability of the onboard projectile control system, in particular its gyroscope. In this regard, starting in the mid-70s, the development of gyroscopes went the way of miniaturization by introducing non-contact sensors for picking up the reference signal and reducing the size and mass of the gyro rotor and gyro.

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. This made it possible to increase the stability of gyroscopes to increased starting accelerations and increase their operating time to 1.5 ... 2 min, which is 60. compared with gyroscopes. .70 years., Designed for flight time of not more than 15 ... 30 seconds, should be considered significant progress in solving the problem.

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.It should be noted that as a result of miniaturization of gyroscopes and a decrease in their kinetic momentum (due to a decrease in the size and mass of the rotor), the sensitivity of gyroscopes to dust and moisture entering their ball bearings sharply increases, which is especially noticeable when the gyroscopes operate at extremely low operating temperatures (up to -60 ^o C): dust, freezing with moisture and lubrication of bearings, significantly increases their friction moments, which can lead to failure of the gyroscope (folding of its frames) already at the beginning of its operation.

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.It is known that in order to eliminate this drawback, accurate gyroscopic systems resort to forced vibrations of the gyroscope, which achieves the effect of linearizing the friction moments in its supports (several times decreasing their magnitude), while the sensitivity of the supports to clogging is significantly reduced. So the gyroscope according to US patent 3406575 dated 10.22.68, IPC C 01 C 19/04, [2] is equipped with a separate engine with a gear reducer, designed to create periodic two-cycle oscillations of the intermediate bearings of the gyroscope in opposite directions with an amplitude in the range of angles less than 180 ^o and more than 90 ^o with the same oscillation period. This design provides a high degree of accuracy of the characteristics of the gyroscope and its reliability, but is laborious to manufacture due to the complexity of the design, requires additional volume to accommodate the oscillating device and its power supply, and is suitable for use in precision gyroscopic systems, as well as on guided missiles and large missiles caliber.

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. For guided projectiles and small-caliber missiles, the use of vibrational accelerations that occur on the projectile or rocket during a trajectory and have a stable character should be considered a more rational solution to the problem of linearizing the friction moments in the gyroscope supports. So in a guided projectile according to patent RU 2124696 C1, 10.01.1999, [1], (prototype), the linearization of the friction moments in the ball-bearing bearings of the gyroscope is achieved due to the impact on them of vibrations arising from the operation of the steering gear. For this, in a guided projectile containing a housing, electronic control equipment, power supply unit, steering gear, a tail compartment with aerodynamic stabilizers and a gyroscope with a proximity sensor, the steering gear and gyroscope are rigidly fixed to surfaces made on a single support connected with the shell of the shell, the steering drive is fixed cantilever in relation to the support and with a gap to the shell of the projectile, and its mounting elements are placed around the gyroscope and its mounting location to the support.

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. This design solves the problem of linearizing the friction moments in the gyroscope mounts, is simple to manufacture and does not require additional oscillating devices, at the same time introducing an additional support part, reduces the useful mass of the projectile, and a narrow range of vibration frequencies created by the steering gear reduces the linearization of the moments friction.

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. The objective of the proposed technical solution is to eliminate the shortcomings of the design described above, namely increasing the payload of the projectile by simplifying its design while improving the stability of its gyroscope.

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. To solve this problem, in a guided projectile containing a housing with a control compartment and a warhead located in it, a tail compartment with aerodynamic stabilizers and a gyroscope with a proximity sensor, a gyroscope is rigidly and cantileverly mounted on the inner wall of the tail compartment in the area of attachment to the aerodynamic stabilizer compartment and is separated on its outer cantilever surface from other elements of the compartment with a guaranteed gap, which excludes the possibility of contact of the gyroscope with the elements of the compartment.

На фиг.1 представлен общий вид управляемого снаряда; на фиг.2 - его элементы в увеличенном масштабе. Figure 1 presents a General view of a guided projectile; figure 2 - its elements on an enlarged scale.

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. The guided projectile consists of a housing 1, inside which a control compartment and a warhead are located, a tail compartment 2, on the eyes of which 3, 4 and 5 aerodynamic stabilizers 6 are fixed in the form of rigid trapezoidal blades 7 with eyes 8 and 9 for attachment to the tail compartment. A gyroscope 11 with a proximity sensor 12 made in the form of optocoupler pairs 13, consisting of a radiator and a photodiode, and an opaque disk 14 with holes located in the gap between the emitters and photodiodes and mounted on the axis, is rigidly and cantilevered inside the tail compartment on its rear wall 10 gyro 15, on ball bearings 16, placed in the body parts 17 and 18 of the gyroscope. The gyroscope runs on the run-out of the rotor 19, pulsed to a high angular velocity before launching the projectile, is installed in the area 20 of the attachment to the compartment of aerodynamic stabilizers and is separated on its outer cantilever surface from other compartment elements by a guaranteed gap 21, which excludes the possibility of the gyroscope coming into contact with the compartment elements.

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". The proposed design of the projectile allows for a high degree of linearization of the friction moments in the ball-bearing bearings of its gyroscope. The source of fluctuations in the design of the projectile are the blades of 7 aerodynamic stabilizers, which during the flight of the projectile with rotation begin to vibrate from exposure to pulsating aerodynamic loads, comparable with the mass of the projectile. The frequency and amplitude of these oscillations reaches a significant value and, as measurements show, have a wide range, which is explained by the high dynamics of the loads and the variable stiffness of the blades (from the side to the end chord). These oscillations are transmitted through the attachment points of the stabilizers to the body of the tail compartment and then to the gyroscope, cantilever mounted on the inner wall of the compartment, and to its ball-bearing supports, while the cantilever fastening of the gyroscope directly in the area of attachment to the stabilizer compartment creates the most favorable conditions for the transmission of vibrations , and the presence of a guaranteed gap between the gyroscope and other elements of the compartment exclude the possibility of their "extinction".

Сравнение предлагаемой конструкции управляемого снаряда с прототипом показывает целый ряд ее преимуществ. Comparison of the proposed design of a guided projectile with a prototype shows a number of its advantages.

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. 1. Due to the fixing of the gyroscope on the rear wall of the tail compartment, the design of the projectile is simplified, and the exception of this support, available in the prototype, allows to increase the useful mass of the projectile - its warhead.

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. 2. Since the range of frequencies that are transmitted during the flight of the projectile from the vibrating stabilizer blades to the ball-bearing bearings of the gyroscope is much wider compared to the prototype, the degree of linearization of the friction moments in the gyroscope supports in the proposed design is higher than in the prototype having a limited frequency spectrum, which depends only from the response time of the steering drive, and this allows you to provide greater stability characteristics of the gyroscope, especially when operating at extremely low operating temperatures.

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. The operation of a guided projectile is as follows. Before the projectile is fired, an electric impulse is applied to start the gyroscope 11, the rotor 19 is untwisted to a high angular velocity, after which the gyroscope is uncaged, and then, after the projectile is fired and the bullet exits the barrel, stabilizers 6 open and lock in working position, while the stabilizer blades 7 begin to vibrate as a result of their interaction with the incoming air flow and rotation of the projectile, these vibrations are transmitted through the mountings of the stabilizers to the body of the tail compartment 2 and then through its internal Nyu wall 10 on the gyroscope 11, its ball bearings 16 and the gyro 15; cantilever fixing of the gyroscope increases the amplitude of these oscillations, and the installation of the gyroscope with a guaranteed gap 21 relative to other elements of the compartment, eliminating the possibility of contact of the gyroscope with them, eliminates the "damping" of these vibrations. When the gyro’s gyro oscillates during a projectile’s flight, conditions are created that are similar to those under which the gyro is statically balanced during assembly and adjustment under the conditions of the assembly workshop (using a vibrating device), as a result, the friction moments in the gyro supports are reduced by an order of magnitude, and the folding speed decreases the scope and, accordingly, the operating time of the gyroscope increases, which is equivalent to an increase in the range of the controlled flight of the projectile, while the ball-bearing bearings become much and not susceptible to clogging and viscosity increase lubrication bearings at extremely low operating temperatures: the vibration dust and grease squeezed out of the separators on treadmills and bearing ring.

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. It should be noted that the proposed design of a guided projectile is advisable when using gyroscopes with a proximity sensor, when using gyroscopes with brush sensors, serious problems arise due to the bounce of the brushes that distort the reference signal, as a result of which the projectile can become uncontrollable.

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. The proposed design of the guided projectile after the manufacture of the test batch passed successful tests that confirmed the effectiveness of this technical solution: the stability of the gyroscopes in the projectile increased by about 20 ... 25%, while compared with the prototype it was possible to increase the useful mass of the projectile by about 8% per by simplifying the design of the control compartment and eliminating the supports available in the prototype.

В ближайшем будущем предложенная конструкция управляемого снаряда будет использована на ряде новых разработок. In the near future, the proposed design of the guided projectile will be used on a number of new developments.

Источники информации
1. Патент RU 2124696 С1, 10.01.99 г.(прототип), МПК7 F 42 В 15/00.Sources of information
1. Patent RU 2124696 C1, 10.01.99, (prototype), IPC7 F 42 V 15/00.

2. Патент US 3406575, 22.10.68 г. МПК G O1 С 19/04 - аналог. 2. Patent US 3406575, 10.22.68, IPC G O1 C 19/04 - analogue.

3. Датухин А.Н. Противотанковое вооружение. Воениздат. М 1974 г., стр. 260, табл.17, стр.259. 3. Datukhin A.N. Anti-tank weapons. Military Publishing. M 1974, p. 260, pl. 17, p. 259.

Claims

A guided projectile comprising a body with a control compartment and a warhead located in it, a tail compartment with aerodynamic stabilizers, a gyroscope with a proximity sensor, characterized in that the gyroscope is rigidly and cantileverly mounted on the inner wall of the tail compartment in the area of attachment to the aerodynamic stabilizer compartment and separated by its outer cantilever surface from other elements of the compartment with a guaranteed clearance, eliminating the possibility of contact of the gyroscope with the elements of the compartment.