RU2316720C2

RU2316720C2 - Mechanism for combination control of rocket

Info

Publication number: RU2316720C2
Application number: RU2005133961/02A
Authority: RU
Inventors: Игорь Борисович Беклемишев (RU); Игорь Борисович Беклемишев; Владимир Алексеевич Вегера (RU); Владимир Алексеевич Вегера; Анатолий Михайлович Сычев (RU); Анатолий Михайлович Сычев; Михаил Иванович Сычев (RU); Михаил Иванович Сычев
Original assignee: Игорь Борисович Беклемишев
Priority date: 2005-11-02
Filing date: 2005-11-02
Publication date: 2008-02-10
Also published as: RU2005133961A

Abstract

FIELD: armament, in particular, rocket control systems.

SUBSTANCE: the mechanism for combination control of rocket has a controls system consisting of aerodynamic control surfaces and a gas dynamic control unit with four spoilers. The spoilers are kinematically linked with the aerodynamic control surfaces by means of a driving gear, which includes a carrier, shell with an inclined closed groove engageable with a ball. The toothed gear wheel on the external side of the shell gets engaged with a pinion installed on the axle of the servo actuator, and an inclined open cylindrical groove is located on the end surface of the carrier, the spherical end of the lever is positioned in this cylindrical groove.

EFFECT: provided invariance of cophased combination control of rocket from the aerodynamic and gas dynamic control surfaces simultaneously in response to a single command.

2 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к ракетостроению, и может быть использовано при разработке комбинированного управления и эффективности привода рулей для высокоманевренных ракет и ракет, работающих в высоких слоях атмосферы.The invention relates to defense technology, in particular to rocket science, and can be used in the development of combined control and drive efficiency for rudders for highly maneuverable missiles and rockets operating in high atmospheric layers.

Известен управляемый реактивный снаряд 9М117, состоящий из блока рулевого привода с рулями, реактивного двигателя, аппаратурного отсека, блока аэродинамических стабилизаторов [1].Known guided missile 9M117, consisting of a steering unit with rudders, a jet engine, a hardware compartment, a block of aerodynamic stabilizers [1].

Недостатком известного снаряда является конструкция аэродинамических рулей большого удлинения и зависимости управляющей силы и момента рулей от углов атаки по тангажу и рысканью, а большие шарнирные моменты на рулях требуют повышения мощности блока рулевого привода для управления по углу вектором движения снаряда, что ведет к увеличению массы снаряда, не являющейся полезной нагрузкой.A disadvantage of the known projectile is the design of aerodynamic rudders of large elongation and the dependence of the control force and the moment of the rudders on the pitch and yaw angles of attack, and the large articulated moments on the rudders require increasing the power of the steering gear unit to control the angle of the projectile motion, which leads to an increase in the mass of the projectile not a payload.

Наиболее близкой по сути является ракета с комбинированным управлением, содержащая корпус, двигатель, аппаратуру наведения и управления, четыре интерцептора, установленные на срезе сопла реактивного двигателя в плоскостях соответствующих аэродинамических рулей по каналам управления, а диаметрально расположенные интерцепторы попарно жестко соединены траверсой в два рычага, каждый из которых связан с автономным приводом, причем аэродинамические рули управляются от отдельных приводов [2].The closest in essence is a combined-control missile containing a body, an engine, guidance and control equipment, four interceptors mounted on a jet nozzle exit in the planes of the corresponding aerodynamic rudders through control channels, and diametrically located interceptors are pairwise rigidly connected by a traverse into two levers, each of which is connected with an autonomous drive, and the aerodynamic rudders are controlled from separate drives [2].

Недостатком известного комбинированного управления является управление по единой команде аэродинамическими и газодинамическими рулями с разными автономными приводами, которые, как известно, не могут синхронно отработать поступившую единую команду управления, что снижает эффективность управления вектором движения ракеты.A disadvantage of the known combined control is the control by a single command of aerodynamic and gas-dynamic rudders with different autonomous drives, which, as you know, cannot synchronously work out the received unified control command, which reduces the efficiency of controlling the rocket's motion vector.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является создание механизма комбинированного управления ракетой, более эффективно использующий управление в сочетании аэродинамических и газодинамических рулей по единой команде управления по тангажу и рысканью и синфазного управления аэродинамическими и газодинамическими рулями от одного привода по одному из каналов управления.The problem to which the invention is directed is to create a combined missile control mechanism that more efficiently uses control in combination of aerodynamic and gas-dynamic rudders according to a single command for pitch and yaw control and in-phase control of aerodynamic and gas-dynamic rudders from one drive through one of the control channels.

Поставленная задача согласно изобретению достигается тем, что угловое положение аэродинамических и газодинамических рулей, колебательное их перемещение и передача вращения от активного элемента, например мотор-редуктора механической системы, осуществлено одновременно и синфазно в плоскости канала управления по тангажу и рысканию по единой команде от бортового блока управления. Выходной вал активного элемента кинематически связан с преобразователем вращательного движения в колебательное, причем первичное звено активного элемента снабжено устройством упругой демпфирующей виброизоляции передачи движения.The task according to the invention is achieved in that the angular position of the aerodynamic and gas-dynamic rudders, their vibrational movement and transmission of rotation from the active element, for example, the gear motor of the mechanical system, is carried out simultaneously and in phase in the plane of the pitch and yaw control channel by a single command from the airborne unit management. The output shaft of the active element is kinematically connected with the transducer of rotational motion into vibrational, and the primary link of the active element is equipped with a device for the elastic damping vibration isolation of the motion transmission.

При изучении аналогов и прототипов к данной заявке на изобретение установлено, что усовершенствование эффективности управления снарядом 9М117 по патенту RU 2096735 С1 и разработанное комбинированное управление вектором движения ракеты по каналам тангажа и рысканья осуществляется синхронно аэродинамическими и газодинамическими рулями, что обеспечило снижение шарнирного момента рулей до 0,5 кгм [2-прототип] и с учетом использования одного привода на диаметрально расположенную пару газодинамических рулей, расположенных в плоскости аэродинамических рулей по одноименному каналу управления, аэродинамические рули приводятся от отдельных приводов, управляемых по единой команде управления. Такое комбинированное управление не может синфазно выполнить команду на движение аэродинамических и газодинамических рулей от разных приводов, которые имеют различные динамические характеристики.When studying analogues and prototypes for this application for the invention, it was found that improving the efficiency of controlling the 9M117 projectile according to patent RU 2096735 C1 and the developed combined control of the rocket's motion vector along the pitch and yaw channels is carried out simultaneously by aerodynamic and gas-dynamic rudders, which ensured that the rudder hinge moment is reduced to 0 , 5 kgm [2-prototype] and taking into account the use of one drive per diametrically located pair of gas-dynamic rudders located in the plane of aerodynamics eskih rudders on same control channel aerodynamic control surfaces are driven by separate drives controlled by a single control command. Such combined control cannot in-phase execute a command to move aerodynamic and gas-dynamic rudders from different drives that have different dynamic characteristics.

Предложенный механизм комбинированного управления ракетой согласно изобретению позволяет от одного привода по единой команде от блока управления и наведения перемещать синфазно аэродинамические и газодинамические рули одновременно по каналу управления. При этом рули могут осуществлять колебательное движение с изменением амплитуды и частоты около заданного положения или могут отклоняться без колебаний от «нулевого» положения на заданный командой угол.The proposed combined missile control mechanism according to the invention allows, from a single drive, a single command from the control and guidance unit, to move in-phase aerodynamic and gas-dynamic rudders simultaneously along the control channel. In this case, the rudders can oscillate with a change in amplitude and frequency around a given position, or they can deviate without oscillations from the “zero” position by an angle specified by the command.

Предложенный механизм управления может использоваться как для ракет, перемещающихся в атмосфере и ее верхних слоях, так и для управления движением торпед в воде на допустимых глубинах.The proposed control mechanism can be used both for missiles moving in the atmosphere and its upper layers, and for controlling the movement of torpedoes in water at acceptable depths.

На Фиг.1 схематично изображено устройство одновременного управления от одного привода аэродинамическими и газодинамическими рулями по каналу управления.Figure 1 schematically shows a device for simultaneous control from a single drive aerodynamic and gas-dynamic rudders through the control channel.

На Фиг.2 схематично в аксонометрии изображен привод рулей.Figure 2 schematically in a perspective view shows the rudder drive.

На Фиг.3 схематично изображено первичное ведущее звено с демпфирующими упругими стержнями.Figure 3 schematically shows a primary driving link with damping elastic rods.

На Фиг.4 схематично изображен вид в плане на кинематическое взаимодействие свободного тела качения (передаточного элемента) с ведущим звеном, опорным звеном-сепаратором и ведомым звеном.Figure 4 schematically shows a plan view of the kinematic interaction of a free rolling body (transmission element) with a driving link, a supporting separator link and a driven link.

Привод рулей (Фиг.1 - 2) крепится на корпусе ракеты. Привод содержит мотор-редуктор 1 со свободными телами качения с передаточным отношением 40...60 единиц, на муфте 17 и шлицевом выходном валу 18 которого подвижно вдоль оси размещено водило 2, на торцевой поверхности которого выполнен наклонный цилиндрический открытый паз 3 с наклоном к оси вращения водила 2 на угол 5...30°. В пазу 3 размещен шаровидный конец рычага 4, второй конец которого на оси подвижно размещен в серьге коромысла 5 с двумя плечами на оси. На внешнем периметре водила 2 в гнезде подвижно помещен шарик 6, взаимодействующий с замкнутой косой направляющей на внутренней поверхности обечайки 7, охватывающей внешний периметр водила 2 и подвижной вокруг оси водила 2 и неподвижной относительно водила 2 вдоль его оси с возможностью перемещения вместе с водилом 2 вдоль оси вала 18. На внешнем периметре обечайки 7 закреплено зубчатое колесо 8 в зацеплении с трибом 9, приводимым во вращение от сервопривода 10 по команде блока управления 11 ракетой. Одно из плеч коромысла 5 штангой соединено с траверсой 12 с диаметрально жестко закрепленными на ней интерцепторами 13, которые в исходном положении не введены в поток газов из сопла реактивного двигателя (не показан). Второе плечо коромысла 5 тягой 14 связано подвижно с плечом рычага 15, управляющего поворотом аэродинамического руля 16 относительно оси ракеты в плоскости канала управления по тангажу или рысканию.The rudder drive (Fig.1 - 2) is mounted on the rocket body. The drive contains a gear motor 1 with free rolling bodies with a gear ratio of 40 ... 60 units, on the coupling 17 and spline output shaft 18 of which a carrier 2 is movably placed along the axis, on the end surface of which an inclined cylindrical open groove 3 is made with an inclination to the axis rotation carrier 2 at an angle of 5 ... 30 °. In the groove 3 there is a spherical end of the lever 4, the second end of which on the axis is movably placed in the earring of the rocker arm 5 with two shoulders on the axis. On the outer perimeter of carrier 2, a ball 6 is movably placed in the socket, interacting with a closed oblique guide on the inner surface of the shell 7, covering the external perimeter of carrier 2 and moving around the axis of carrier 2 and stationary relative to carrier 2 along its axis with the possibility of moving along with carrier 2 along the axis of the shaft 18. On the outer perimeter of the shell 7, a gear wheel 8 is fixed in mesh with a tribe 9, driven into rotation from a servo drive 10 at the command of the rocket control unit 11. One of the arms of the rocker arm 5 is connected by a rod to the traverse 12 with interceptors 13 which are diametrically rigidly fixed thereon, which are not introduced into the gas stream from the jet engine nozzle (not shown) in the initial position. The second arm of the rocker arm 5 thrust 14 is connected movably with the arm of the lever 15, which controls the rotation of the aerodynamic steering wheel 16 relative to the axis of the rocket in the plane of the control channel by pitch or yaw.

В качестве первичного звена мотор-редуктора (Фиг.3) выбрано устройство передачи вращения с демпферной виброизоляцией, состоящее из пакетов радиально расположенных упругих стержней 19 диаметром, например, 0,3 мм и с выступающей частью, например, 3 мм, фиксированных по ободу колеса 20 и составляющих ведущее колесо, установленное на валу 21 двигателя, колес 22 сателлитов, упругие стержни 23, стержни 19 ведущего колеса 20 и стержни 23 сателлитов 22 входят в свободное пространство между стержнями, образовавшееся за счет радиального расхождения, и заполняют его, входя в контакт с ответными упругими стержнями 19. Упругие стержни 23 сателлитов 22 входят с незначительной изгибной упругой деформацией между заостренными зубьями 24 ведомого колеса 25, связанного с валом первичного звена мотор-редуктора. При вращении ведущего вала 21 двигателя и вращении ведущего колеса 20 упругие стержни 19, вошедшие в механический контакт с упругими стержнями 23 сателлитов 22, претерпевают упругую изгибную деформацию и при дальнейшем круговом движении взаимно прокатываются по линии механического контакта с одновременной передачей вращения от ведущего колеса 20 к сателлитам 22, которые передают вращение ведомому колесу 25 при взаимодействии упругих стержней с его жесткими зубьями 24.As the primary link of the gear motor (Figure 3), a rotation transmission device with vibration damper is selected, consisting of packages of radially spaced elastic rods 19 with a diameter of, for example, 0.3 mm and with a protruding part, for example, 3 mm, fixed along the wheel rim 20 and constituting the drive wheel mounted on the shaft 21 of the engine, satellite wheels 22, elastic rods 23, the rods 19 of the drive wheel 20 and the rods 23 of the satellites 22 enter the free space between the rods, formed due to radial divergence, and fill its coming into contact with the mating elastic rods 19. The elastic rods 23 to the satellites 22 are insignificant flexural elastic deformation between the tapered teeth 24 of the driven wheel 25 associated with the primary shaft of the geared motor unit. When the drive shaft 21 of the engine is rotated and the drive wheel 20 is rotated, the elastic rods 19, which have entered into mechanical contact with the elastic rods 23 of the satellites 22, undergo elastic bending deformation and, with further circular motion, mutually roll along the line of mechanical contact while transmitting rotation from the driving wheel 20 to satellites 22, which transmit the rotation of the driven wheel 25 during the interaction of the elastic rods with its hard teeth 24.

Ведущее звено 26 со свободными телами качения (Фиг.4) изображено в виде круга с замкнутой направляющей с эксцентриситетом «е» от общей оси «О». Опорное звено - сепаратор 27 - изображено в виде диска, закрепленного на корпусе и снабженного радиальными направляющими. Ведомое звено 28 содержит замкнутую направляющую с симметричными изгибами относительно оси «О» в виде нескольких периодов. Ведущее звено 26, сепаратор 27 и ведомое звено 28 составляют ступень передачи, а передаточное отношение зависит от числа периодов изгиба замкнутой направляющей на ведомом звене 28. Величина эксцентриситета «е» определяет амплитуду перемещения передаточного элемента 29, например шарика, в радиальной направляющей сепаратора 27 и его амплитуда составляет 2·е [3].Leading link 26 with free rolling bodies (Figure 4) is depicted in the form of a circle with a closed guide with an eccentricity "e" from the common axis "O". The supporting link - the separator 27 is depicted in the form of a disk mounted on the housing and provided with radial guides. The driven link 28 contains a closed guide with symmetrical bends relative to the axis "O" in the form of several periods. The driving link 26, the separator 27 and the driven link 28 constitute the transmission stage, and the gear ratio depends on the number of bending periods of the closed guide on the driven link 28. The eccentricity “e” determines the amplitude of movement of the transfer element 29, for example a ball, in the radial guide of the separator 27 and its amplitude is 2 · e [3].

Если ведущее звено 26 вращать в любую сторону, например, по стрелке ω, то направляющая с эксцентриситетом будет перемещать шарик 29 в направляющей сепаратора 27 по радиусу, который, в свою очередь, воздействует на одну из ветвей периодического изгиба направляющей на ведомом звене 28, начнет перемещать ведомое звено 28 по стрелке ω₁ вокруг оси «О». Если попытаться вращать ведомое звено в любую сторону, то это не удастся из-за того, что шарик 29 воздействует почти перпендикулярно (в упор) стенке направляющей на сепараторе 27, и воздействие на ведущее звено 26 отсутствует, т.е. в этой конструкции осуществлен принцип самоторможения и не позволяет вращать ведущий вал 26 от ведомого 28, что крайне важно при воздействии внешних сил на рули и привод рулей в целом, особенно при больших углах атаки, позволяющих резкое маневрирование ракеты.If the driving link 26 is rotated in any direction, for example, along the arrow ω, then the eccentric guide will move the ball 29 in the guide of the separator 27 along the radius, which, in turn, acts on one of the branches of the bending of the guide on the driven link 28, will start move the driven link 28 along the arrow ω ₁ around the axis "O". If you try to rotate the driven link in any direction, then this will not succeed due to the fact that the ball 29 acts almost perpendicularly (against the stop) to the guide wall on the separator 27, and there is no effect on the leading link 26, i.e. in this design, the principle of self-braking is implemented and does not allow the drive shaft 26 to rotate from the driven 28, which is extremely important when external forces act on the rudders and the rudder drive as a whole, especially at large angles of attack, allowing sharp rocket maneuvering.

Работа механизма комбинированного управления ракетой осуществляется следующим образом.The work of the combined missile control mechanism is as follows.

Перед стартом или во время старта включают мотор-редуктор 1, который приводит во вращательное движение водило 2 (Фиг.1 - 2).Before starting or during start-up, a gear motor 1 is turned on, which drives the carrier 2 into rotational motion (Figs. 1–2).

В наклонном открытом цилиндрическом пазу 3 водила 2 подвижно размещен шаровидный конец рычага 4, а второй конец рычага 4 на оси воздействует на серьгу коромысла 5 с двумя плечами на оси.In the inclined open cylindrical groove 3 of the carrier 2, the spherical end of the lever 4 is movably placed, and the second end of the lever 4 on the axis acts on the beam of the beam 5 with two shoulders on the axis.

Одно плечо подвижно соединено штангой с траверсой 12 с газодинамическими рулями 13 на срезе сопла реактивного двигателя (не показан).One shoulder is movably connected by a rod with a traverse 12 with gas-dynamic rudders 13 at a nozzle exit of a jet engine (not shown).

Другое плечо коромысла 5 тягой 14 управляет через рычаги 15 поворотом аэродинамических рулей 16. Стрелками F_в показан воздействующий поток на рули 16.The other arm of the rocker arm 5 thrust 14 controls through the levers 15 the rotation of the aerodynamic rudders 16. Arrows F _in shows the acting flow on the rudders 16.

С помощью шарика 6 на внешнем периметре водила 2, перемещающегося по замкнутой, наклонной к оси обечайки, направляющей на внутренней поверхности обечайки 7, на валу 18 перемещается водило 2 вдоль оси вместе с обечайкой 7, что приводит к перемещению шаровидного конца рычага 4 вдоль паза, изменяя расстояние центра шара от оси вращения водила 2 и, как следствие, амплитуду колебания коромысла 5, а частота вращения водила определяет частоту колебания коромысла. Перемещение шарика 6 обеспечивается вращением обечайки 7 относительно водила 2 от привода 10 через прибор 9 и зубчатое колесо 8 по команде управления по соответствующему каналу.Using a ball 6 on the outer perimeter of the carrier 2, moving along a closed, inclined to the axis of the shell, guide on the inner surface of the shell 7, on the shaft 18 moves the carrier 2 along the axis along with the shell 7, which leads to the movement of the spherical end of the lever 4 along the groove, changing the distance of the center of the ball from the axis of rotation of the carrier 2 and, as a consequence, the amplitude of the vibration of the beam 5, and the frequency of rotation of the carrier determines the frequency of the vibration of the beam. The movement of the ball 6 is provided by the rotation of the shell 7 relative to the carrier 2 from the drive 10 through the device 9 and the gear 8 by command of the corresponding channel.

При вращении обечайки 7 в одном направлении с водилом 2 и с той же угловой скоростью, что и водило 2, движение рулей осуществляется с равномерным отклонением от нулевого положения.When the shell 7 rotates in the same direction with the carrier 2 and at the same angular velocity as the carrier 2, the rudders move with a uniform deviation from the zero position.

При разном направлении вращения и различной угловой скорости вращения обечайки 7 относительно вращения водила 2 рули будут колебаться относительно того или иного угла поворота, зависящего от относительной скорости, обеспечивая управляющий момент М_ад-М_гд.With different directions of rotation and different angular speeds of rotation of the shell 7 relative to the rotation of the carrier 2, the rudders will oscillate relative to one or another angle of rotation, depending on the relative speed, providing a control moment M _ad -M _gd .

Если зафиксировать обечайку 7, повернув ее на тот или иной угол и обеспечив тем самым первоначальное положение водила 2 вдоль оси вращения, то рули также будут колебаться относительно того или иного угла поворота, зависящего от первоначального положения водила 2, обеспечивая управляющий момент.If you fix the shell 7, turning it at one angle or another and thereby ensuring the initial position of carrier 2 along the axis of rotation, then the rudders will also oscillate relative to one or another rotation angle, depending on the initial position of carrier 2, providing a control moment.

Таким образом, предложенный механизм в состоянии обеспечить многовариантность синфазного комбинированного управления ракетой от аэродинамческих и газодинамических рулей одновременно по единой команде от блока управления и наведения одним приводом по каналу управления.Thus, the proposed mechanism is able to provide multivariance in-phase combined missile control from aerodynamic and gas-dynamic rudders at the same time by a single command from the control unit and guidance by one drive through the control channel.

Источники информацииInformation sources

1. Управляемый реактивный снаряд 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации ЗУБК.10.00.00.000 ТО, М.: Воениздат, 1987, с.10...12.1. Guided missile 9M117. Technical description and operating instructions ZUBK.10.00.00.000 TO, M .: Military Publishing House, 1987, p.10 ... 12.

2. Патент RU 2096734 С1, МПК 7 F42В 15/00, заявка №96109569/02 от 23.05.96 г. (прототип).2. Patent RU 2096734 C1, IPC 7 F42B 15/00, application No. 96109569/02 of 05.23.96 (prototype).

3. Патент WO 97/21940, 19.06.97. РСТ заявка RU 2096734 от 05.12.96, МПК 7 F16H 25/06.3. Patent WO 97/21940, 06/19/97. PCT application RU 2096734 dated 05.12.96, IPC 7 F16H 25/06.

Claims

1. The mechanism of combined missile control, comprising a steering system consisting of aerodynamic rudders and a gas dynamic control unit with four interceptors located along the control channels in the planes of aerodynamic rudders, diametrically and pairwise rigidly connected by traverses, characterized in that the interceptors are kinematically connected with the aerodynamic wheels by means of a transmission device containing a carrier, on the outer surface of which a ride with a ball placed in it, covering the carrier side with an inclined closed groove interacting with the said ball to move the carrier along the axis of the transmission device, while on the outside of the shell a gear wheel is made that engages with a tribe mounted on the axis of the servo drive, and the end surface of the carrier is made an inclined open cylindrical groove in which the spherical end of the lever is located, the second end of which is connected to the beam of the rocker arm, one of the shoulders of which is connected Vision with the lever arm, controlled rotation of the aerodynamic steering axis relative to the rocket, and the other arm of the rocker is connected to a cross-arm with diametrically rigidly fixed on it interceptors.

2. The mechanism according to claim 1, in which the transmission device is made in the form of a drive wheel mounted on the motor shaft, along the rim of which are elastic elements in the form of radially spaced rods, satellite wheels equipped with radially mounted elastic elements in the form of rods engaged with the rods of the driving wheel and the follower, elastic elements in the form of radially spaced rods of which are engaged with the rods of the satellite wheels.