Управляемый реактивный снаряд

Авторы патента:

 


Владельцы патента RU 2502042:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) (RU)

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Управляемый реактивный снаряд включает управляющий и разгонный блоки. Управляющий блок выполнен в виде двух модулей: носового с органами управления реактивным снарядом и хвостового. Между собой модули управляющего блока соединены посредством цилиндрического шарнира с осью вращения, совпадающей с продольной осью разгонного блока. Хвостовой модуль управляющего блока выполнен в виде единого конструктивного целого с разгонным блоком. На оси цилиндрического шарнира, жестко связанной с разгонным блоком, расположен ротор электрического моментного двигателя. Статор двигателя жестко связан с корпусом носового модуля управляющего блока. На внешней поверхности носового модуля управляющего блока расположена одна пара аэродинамических рулей, жестко связанных с внешней поверхностью носового модуля. Рули установлены под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля. Достигается упрощение конструкции и повышение боевой эффективности управления реактивных снарядов. 1 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам (УРС) нестабилизированным по углу крена.

Аналогом данного технического решения является управляемый вращающийся снаряд (Патент RU №2438095 от 27.12.2011). Снаряд содержит электронную аппаратуру управления, органы управления, выполненные в виде аэродинамических рулей, и чувствительные элементы отклонения снаряда от заданной траектории, которые скомпонованы на базе двух микромеханических гироскопов (ММГ), размещенных на двух взаимно перпендикулярных платах с установленными на них радиоэлементами, обеспечивающими совмещение сигналов ММГ, поступающих в электронную аппаратуру управления, с ее собственными сигналами, которые поступают на органы управления. Платы закреплены на общем основании, установленном перпендикулярно продольной оси снаряда X так, что чувствительные оси ММГ перпендикулярны друг другу и съюстированы с соответствующими поперечными осями Y и Z снаряда, причем основание развернуто в направлении вращения снаряда относительно аэродинамических рулей на угол, величина которого эквивалентна времени формирования команд для органов управления. Повышается точность и увеличивается дальность стрельбы артиллерийскими снарядами

Недостатком данного реактивного снаряда является снижение его точности при увеличении времени полета, обусловленное накапливающимися ошибками, вызванными вращением (вместе с корпусом снаряда) чувствительных элементов, определяющих параметры ориентации и навигации снаряда на траектории.

Устройство реализовано в способе функционирования УРС (Патент RU №2164657 от 27.03.2001). УРС запускается в сторону цели по штатной (для конкретной головки самонаведения (ГСН)) баллистической траектории (в т.ч. с подвижного основания и по подвижной цели). При подходе к цели ГСН осуществляет просмотр зоны поражения, выделяет объект атаки и переходит в режим самонаведения на цель. Согласование динамических характеристик (быстродействия) приводов управления и геометрии аэродинамических рулей (производительности газодинамического управления) УРС с возможностями конкретного типа ГСН, инерционными и аэродинамическими параметрами PC производится (с целью исключения доработок штатных неуправляемых PC) исключительно за счет варьирования конструктивно-компоновочными особенностями модулей управляющего блока (УБ). Принципиально важным моментом является стабилизация носового модуля УБ. Следует отметить, что использование в рамках данного технического предложения PC баллистического типа со стабилизирующим проворотом по крену позволяет исключить из состава бортовой аппаратуры управления дорогие и сложные в эксплуатации системы инерциальной навигации, обязательные для "небаллистических" летательных аппаратов (не имеющих протяженного т.н. "пассивного" участка траектории полета вплоть до зоны включения ГСН).

Недостатком прототипа является сложность исполнения и условий функционирования приводов управления аэродинамических (или иных) рулей, две пары которых должны обеспечивать необходимые значения углов курса и тангажа при одновременном поддержании нулевого значения угла крена.

Технической задачей настоящего решения является упрощение конструкции и повышение боевой эффективности управления реактивных снарядов, путем расширения диапазонов дальности полета, повышения эффективности действия в районе цели.

Поставленная техническая задача решается следующим образом. УРС, включает управляющий и разгонный блоки, причем управляющий блок выполнен в виде двух модулей: носового с органами управления PC, и хвостового. Между собой указанные модули соединены посредством цилиндрического шарнира с осью вращения, совпадающей с продольной осью разгонного блока, при этом хвостовой модуль управляющего блока выполнен в виде единого конструктивного целого с разгонным блоком; на оси цилиндрического шарнира, (жестко связанной с разгонным блоком) расположен ротор электрического моментного двигателя, статор которого жестко связан с корпусом носового модуля управляющего блока (управляющий модуль); на внешней поверхности носового модуля управляющего блока (управляющего модуля) расположена одна пара аэродинамических рулей, жестко связанных с указанной поверхностью (без возможности поворота относительно указанной поверхности), установленная под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля.

Изобретение поясняется графическим материалом.

На фиг.1 представлена конструкция УРС.

На корпусе 1 (разгонный блок с боевой частью) расположены косопоставленные стабилизаторы 2. Корпус 1 выполнен в виде единого конструктивного целого с хвостовым модулем управляющего блока, представляющим собой вал 3 цилиндрического шарнира, ось вращения которого совпадает с продольной осью корпуса 1. На валу 3 в подшипниках 4 установлен носовой модуль управляющего блока (управляющий модуль) 5. В корпусе 6 которого установлен электрический моментный двигатель 7, включающий в себя:

- ротор 8, жестко связанный с валом 3;

- статор 9, жестко связанный с корпусом 6;

- датчики угла 10, определяющие взаимное положение ротора 8 и статора 9.

К корпусу 6 управляющего модуля 5 жестко крепиться шасси 11, на котором, в свою очередь, крепятся:

- одна пара неподвижных относительно управляющего модуля 5 рулей 12, повернутых относительно продольной оси снаряда на фиксированный угол α, величина которого, в зависимости от вида УРС, может лежать в пределах 6°…14°;

- источник питания 13;

- блок загрузки полетной информации 14;

- блок управления креном 15;

- блок управления полетом 16;

- блок системы навигации и ориентации 17, продольная ось которого совпадает с продольной осью снаряда, содержащей блок микромеханических чувствительных элементов и спутниковую навигационную систему.

Устройство работает следующим образом. При запуске УРС корпус 1 начинает вращаться относительно своей продольной оси за счет скольжения по винтовой направляющей стартового устройства (пускового контейнера). В полете скорость вращений УРС может меняться за счет тангенциальных сил, обусловленных косопоставленными стабилизаторами 2. Указанное вращение за счет сил трения, действующих в подшипниках 4, передается на управляющий модуль 5. В результате управляющий модуль 5 начинает поворачиваться относительно продольной оси снаряда. Отклонение модуля 5 от заданного (относительно вертикали) положения (не обязательно нулевого) фиксируется блоком системы навигации и ориентации 17 и поступает на вход блока управления полетом 16. Блок управления полетом 16, с учетом данных, поступивших от блока загрузки полетной информации 14, формирует командный сигнал, поступающий на вход блока управления креном 15. В соответствии с поступающими командами и сигналом от датчика угла 10, блок управления креном 15 подает необходимое напряжение на статор 9 электрического моментного двигателя 7. В результате возникает электромагнитный момент, действующий на ротор 8, возвращающий управляющий модуль 5 в заданное положение.

При необходимости изменения (коррекции) траектории движения УРС по курсу и/или высоте блок управления полетом 16, с учетом данных, поступивших от блока загрузки полетной информации 14, и данных о текущих координатах УРС, поступающих от блока системы навигации и ориентации 17, формирует соответствующие командные сигналы. В соответствии с поступающими командами и сигналом от датчика угла 10, блок управления креном 15 подает необходимое напряжение на статор 9 электрического моментного двигателя 7. В результате возникает электромагнитный момент, действующий на ротор 8, поворачивающий управляющий модуль 5 на заданный угол, что, в свою очередь, меняет направление вектора подъемной силы рулей относительно осей системы координат, связанной с Землей. Таким образом, при повороте управляющего модуля относительно его продольной оси на углы, лежащие в пределах 0°…±90°, происходит управление УРС по курсу, а при повороте на угол 180° - по высоте, вплоть до вертикализации УРС. Данное техническое решение позволяет:

- упростить конструкцию УРС за счет замены двух пар приводов управления рулями (или других органов управления) на одну пару неподвижных рулей (или других органов управления) и электрический моментный двигатель;

- повысить дальность полета УРС путем реализации режима подпланирования, обусловленного фиксированным углом расположения рулей относительно продольной оси УРС;

- повысить эффективность действия УРС в районе цели, за счет его вертикализации.

Управляемый реактивный снаряд, включающий управляющий и разгонный блоки, причем управляющий блок выполнен в виде двух модулей: носового с органами управления реактивным снарядом и хвостового, при этом между собой указанные модули соединены посредством цилиндрического шарнира с осью вращения, совпадающей с продольной осью разгонного блока, отличающийся тем, что хвостовой модуль управляющего блока выполнен в виде единого конструктивного целого с разгонным блоком; на оси цилиндрического шарнира (жестко связанной с разгонным блоком) расположен ротор электрического моментного двигателя, статор которого жестко связан с корпусом носового модуля управляющего блока (управляющий модуль); на внешней поверхности носового модуля управляющего блока (управляющего модуля) расположена одна пара аэродинамических рулей, жестко связанных с указанной поверхностью (без возможности поворота относительно указанной поверхности), установленная под фиксированным углом к продольной оси управляющего модуля.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах и в управляемых пулях. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, в частности к ракетам, регулярно вращающимся по углу крена, например со стартом из ствольной установки.

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) при нанесении ударов по стационарным (наземным и надводным) объектам противника бомбами, оснащенными фугасными боевыми частями, в условиях радиоэлектронного противодействия противника.

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) с целью поражения радиоэлектронных средств (РЭС) противника.

Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет. .

Изобретение относится к оборонной технике и может быть использовано для информационного обеспечения боевого снаряжения, в частности высокоточных управляемых снарядов или управляемых ракет.

Изобретение относится к области разработки систем управления беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах управляемого артиллерийского вооружения и других комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение по методу пропорциональной навигации.

Изобретение относится к технике управления вращающимися по углу крена беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение методом пропорциональной навигации.

Изобретение относится к области ракетостроения, в частности к аппаратуре предстартового контроля. Способ используют для проведения проверки ракеты на контрольно-испытательной станции или на технической позиции для оперативного контроля штатной ракеты и ее модификаций, а также ее составных частей, в частности головки самонаведения и инерциальной системы управления, без разборки ракеты.

Изобретение относится к области военной технике, в частности к боеприпасам, состоящим из нескольких частей. Боеприпас состоит из двух частей, стыкуемых друг с другом непосредственно перед заряжанием в ствол орудия.
Изобретение относится к вооружению и военной технике, а именно, к способам поражения целей, находящихся в труднодоступных местах или в укрытиях вне зоны прямого видения, и может быть использовано для обезвреживания живой силы противника.

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к реактивным гранатометам и ракетам для реактивных гранатометов. Ракета для гранатомета содержит ракетный двигатель с кольцевым или цилиндрическим каналом или кольцевыми бронированными с одной стороны шашками, боевую часть, два или более реактивных сопла, два тандемных кумулятивных заряда, бесконтактный лазерный взрыватель.

Изобретение относится к космической головной части и к способу ее сборки. Космическая головная часть содержит космический аппарат, головной обтекатель и переходную систему, которая обеспечивает стыковку ракеты-носителя с космическим аппаратом.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Система мягкой посадки многоразовой ракетной ступени содержит ракетные двигатели, посадочные опоры и подсистему вертикализации ступени после ее посадки.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым объектом визирования.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Многоразовый возвращаемый ракетный блок содержит фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки двигателей управления.

Изобретение относится к ракетам, в частности к ракетам с бескорпусными бессопловыми двигателями торцевого горения. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения содержит головную часть и шашку твердого ракетного топлива.
Изобретение относится к способу поражения наземных и воздушных целей. Способ поражения цели заключается в запуске группы, состоящей из двух функционально связанных между собой ракет, запускаемых одна за другой по цели со сдвигом во времени и доставке боевого снаряжения в зону поражения цели. Запускаемую первой ведущую ракету снабжают неотделяемым от борта устройством передачи информации о ее перемещении. Боевым снаряжением оснащают только ведомую ракету. Функциональную связь между ракетами осуществляют путем взаимодействия устройства передачи информации ведущей ракеты и пассивного канала, созданного на ведомой ракете. Задержку запуска между ведущей и ведомой ракетами выдают минимальной и достаточной для устойчивого захвата ведомой ракетой сигнала от ведущей. Достигается увеличение вероятности поражения цели. 3 з.п. ф-лы.
Наверх