Гирокоординатор головки самонаведения

Изобретение относится к гирокоординаторам головок самонаведения, используемых в системах управления ракет и артиллерийских управляемых снарядов. В гирокоординаторе головки самонаведения управляемого ракетного и артиллерийского вооружения, содержащем корпус, ротор на внутреннем кардановом подвесе, во внутренней рамке которого размещены оптическая система и приемник излучения, основание карданова подвеса, установленное в корпусе с возможностью поворота и продольного перемещения упругим элементом сжатия-кручения, на заднем торце основания установлена втулка с выступом и пазом, контактирующая выступом с ограничительной поверхностью, выполненной во фланце, закрепленном на задней стенке корпуса, фиксатор, в нем на выступе втулки со стороны, направленной к ограничительной поверхности, в направлении поворота выполнен уступ, а на ограничительной поверхности, контактирующей с выступом в направлении поворота, выполнен паз, расстояние до которого от опорной плоскости ограничительной поверхности в продольном направлении равно перемещению основания карданова подвеса при разарретировании за вычетом высоты уступа в продольном направлении. Технический результат – повышение устойчивости гирокоординатора головки самонаведения к продольному ускорению при сохранении жесткости упругого элемента в продольном направлении. 2 ил.

 

Изобретение относится к области управляемого вооружения, а именно к гирокоординаторам головок самонаведения, используемых в системах управления артиллерийских управляемых снарядов и управляемых ракет.

Известен гирокоординатор (ГК) головки самонаведения артиллерийского управляемого снаряда «Копперхед» ["Electronic packaging and production" 1980 г., volume 20, number 5, с. 68-86, рис. 11], содержащий корпус, ротор, на передней торцевой поверхности которого выполнено зеркало, ориентированный по продольной оси снаряда и установленный во внутреннем кардановом подвесе, размещенном в основании. В расточке основания помещен пружинный двигатель, наружный конец которого жестко соединен с корпусом, а внутренний разъемно со втулкой, установленной на оси ротора, размещенной во внутренней полости. С целью исключения воздействия на опоры и рамки карданова подвеса инерционной нагрузки ротора в конструкцию гирокоординатора введена специальная втулка "Gotcha", размещенная между ротором и корпусом и выполненная в виде подвижного в осевом направлении разрезного кольца с выступами, контактирующими с проточкой в теле ротора. Втулка обеспечивает передачу инерционного усилия, создаваемого массой ротора при выстреле, на корпус прибора, минуя опоры и рамки карданова подвеса. Приводится ГК в действие пиропатроном.

Конструкция прибора, обеспечивая устойчивость к действию продольного ускорения после его разарретирования, не позволяет его применять при использовании других схем построения гирокоординатора, например, когда оптическая система и приемник излучения установлены во внутренней рамке карданова подвеса, так как этому препятствует ось ротора, размещенная во внутренней полости ГК.

Известен гирокоординатор головки самонаведения [патент РФ №2177600, 24.07.2000], содержащий корпус, ротор на внутреннем кардановом подвесе, во внутренней рамке которого размещены оптическая система с приемником излучения, установленном в основании карданова подвеса, помещенном в корпусе, пружинный двигатель, размещенный в корпусе и соединенный разъемно с ротором, пиротехнический элемент. С целью повышения ударной прочности ротор установлен с возможностью контактирования задней торцевой поверхностью с опорной поверхностью корпуса, а основание установлено в корпусе с возможностью поворота и продольного перемещения дополнительно введенным упругим элементом сжатия - кручения. На заднем торце основания карданова подвеса закреплена втулка с выступом и пазом, с которым взаимодействует ступенью большего диаметра двухступенчатый цилиндрический подпружиненный фиксатор, установленный параллельно продольной оси во фланце, закрепленном на задней стенке корпуса. Во фланце установлен пиротехнический элемент, контактирующий со ступенью меньшего диаметра фиксатора, и выполнена ограничительная поверхность, контактирующая с выступом втулки, на которой также выполнен паз, и закрепленной на заднем торце основания. На опорной поверхности корпуса установлен упор, входящий в паз, выполненный на задней торцевой поверхности ротора. Величина перекрытия в осевом направлении большего диаметра фиксатора с пазом втулки меньше рабочего хода пиротехнического элемента, а величина продольного перемещения основания больше глубины вхождения упора в паз ротора.

Недостатком конструкции прибора является низкая устойчивость к продольному ускорению, возникающему при работе разгонного двигателя, вследствие возможности сжатия пружины под действием инерционной нагрузки ротора после его разарретирования.

Задачей изобретения является обеспечение устойчивости гирокоординатора головки самонаведения к продольному ускорению при сохранении жесткости упругого элемента в продольном направлении, обеспечивающей непревышение допустимых инерционных нагрузок массы ротора на подшипниковые опоры карданова подвеса при разарретировании.

Указанная задача достигается тем, что в гирокоординаторе головки самонаведения управляемого ракетного и артиллерийского вооружения, содержащем корпус, ротор на внутреннем кардановом подвесе, во внутренней рамке которого размещены оптическая система и приемник излучения, основание карданова подвеса, установленное в корпусе с возможностью поворота и продольного перемещения упругим элементом сжатия - кручения, на заднем торце основания установлена втулка с выступом и пазом, контактирующая выступом с ограничительной поверхностью, выполненной во фланце, закрепленном на задней стенке корпуса, фиксатор, в нем на выступе втулки со стороны, направленной к ограничительной поверхности, в направлении поворота выполнен уступ, а на ограничительной поверхности, контактирующей с выступом в направлении поворота, выполнен паз, расстояние до которого от опорной плоскости ограничительной поверхности в продольном направлении равно перемещению основания карданова подвеса при разарретировании за вычетом высоты уступа в продольном направлении.

На фиг. 1 и 2 изображен общий вид описываемого устройства в осевом сечении и необходимый разрез.

Ротор 1 в кардановом подвесе, состоящем из внутренней 2 и наружной 3 рамок, установлен в основании карданова подвеса 4. Во внутренней рамке размещены оптическая система 5 и приемник излучения 6. Основание 4 через хвостовик 7 установлено в корпусе 8 с возможностью перемещения в продольном и угловом направлениях под действием упругого элемента сжатия - кручения 9. В расточке корпуса 8 размещен пружинный двигатель 10, который через привод ротора 11 обеспечивает разгон ротора 1 до рабочих оборотов. По окончании разгона привод осуществляет расстыковку с ротором, обеспечивая возможность его прокачки.

На хвостовике 7 основания карданова подвеса закреплена втулка 12, которая в заарретированном положении своими выступами А контактирует с ограничительной поверхностью 13, выполненной во фланце 14, установленном на задней стенке корпуса 8. При этом на одном из выступов, в направлении вращения под действием крутящего момента упругого элемента 9, выполнен уступ 15, а в пазу 16 ограничительной поверхности 13, в который входит выступ с уступом, на расстоянии Б от опорной поверхности, с которой контактируют торцевые поверхности выступов, равном величине перемещения основания 4 карданова подвеса при разарретировании за вычетом высоты уступа в продольном направлении, выполнен паз 17, ширина которого обеспечивает вхождение в него уступа. Удержание втулки 12 в угловом положении, обеспечивающем контактирование выступа А с ограничительной поверхностью 13, осуществляется фиксирующим механизмом, состоящим из двухступенчатого подпружиненного цилиндра 18, установленного подвижно в осевом направлении во фланце 14 параллельно продольной оси ГК и пиротехнического элемента 19, размещенного в резьбовой втулке 20. Одной ступенью большего диаметра фиксатор 15 входит в паз 21, выполненный во втулке 12, а торцевая поверхность другой ступени большего диаметра контактирует с пиротехническим элементом 19.

Удержание ротора от вращения под действием момента пружинного двигателя обеспечивается за счет взаимодействия паза 22, выполненного на задней торцевой поверхности ротора 1, с упором 23, установленным на опорном торце корпуса 8.

Головка самонаведения, в состав которой входит гирокоординатор, может захватывать цель как на траектории полета, так и на пусковой установке. Работает гирокоординатор следующим образом. При формировании головкой самонаведения сигнала «Захват» на пиротехнический элемент 19 подается импульс тока. Пиротехнический элемент, срабатывая, перемещает фиксатор 18, в результате чего он выходит из паза 21 втулки 12. Под действием крутящего момента пружины 9 основание карданова подвеса 4 разворачивается, выступ А втулки 12 сходит с ограничительной поверхности 13 и основание вместе с ротором под действием усилия пружины 9 перемещается, отходя от опорной поверхности корпуса 8. При этом упор 23 выходит из паза 22 на торцевой поверхности ротора, и ротор под действием крутящего момента начинает разгоняться. Основание 4, переместившись в продольном направлении на величину высоты выступов А, доворачивается под действием момента кручения, и уступ 15 входит в паз 17 на ограничительной поверхности, обеспечивая фиксацию в продольном направлении. Когда величина крутящего момента пружинного двигателя станет равной нулю, поводки привода ротора И складываются, обеспечивая ротору свободу прокачки.

Применение замка в виде уступа, входящего в паз, позволило использовать упругий элемент с продольным усилием 50 Н. Инерционное усилие, действующее на опоры и рамки карданова подвеса, возникающее при торможении в течение 0,001 с ротора массой 0,65 кг после перемещения на 4 мм в процессе разарретирования, составляет порядка 75 Н. В случае использования для обеспечения устойчивости к продольному ускорению только усилия упругого элемента, его величина при продольной перегрузке, вызванной работой маршевого двигателя, порядка 150 единиц, массе подвижных частей 0,65 кг должна быть порядка 1000 Н, что приведет при разарретировании к воздействию на опоры инерционного усилия величиной порядка 2275 Н при одинаковых массах и жесткостных характеристиках конструктивных элементов, что существено превышает допустимые нагрузки приборных подшипников.

Гирокоординатор головки самонаведения управляемого ракетного и артиллерийского вооружения, содержащий корпус, ротор на внутреннем кардановом подвесе, во внутренней рамке которого размещены оптическая система и приемник излучения, основание карданова подвеса, установленное в корпусе с возможностью поворота и продольного перемещения упругим элементом сжатия - кручения, на заднем торце основания установлена втулка с выступом и пазом, контактирующая выступом с ограничительной поверхностью, выполненной во фланце, закрепленном на задней стенке корпуса, фиксатор, отличающийся тем, что в нем на выступе втулки со стороны, направленной к ограничительной поверхности, в направлении поворота выполнен уступ, а на ограничительной поверхности, контактирующей с выступом в направлении поворота, выполнен паз, расстояние до которого от опорной плоскости ограничительной поверхности в продольном направлении равно перемещению основания карданова подвеса при разарретировании за вычетом высоты уступа в продольном направлении.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу определения условия возможного пуска беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Для определения возможности пуска с помощью первого пользовательского интерфейса вводят координаты цели, количество и координаты пунктов перемены маршрута, курс стрельбы, угол подхода к цели, угол целеуказания, признак и размер цели, тип топлива, скорость ветра, отображают текущие параметры носителя, через равные промежутки времени в вычислительном модуле носителя рассчитывают точку предполагаемого начала поиска цели, время выхода БПЛА на рубеж атаки, вероятность захвата цели активной радиолокационной головкой самонаведения, минимальную и максимальную дальность использования БПЛА, способ обнаружения цели, суммарную траекторию полета БПЛА до цели, необходимое количество топлива, которые отражают на экране второго пользовательского интерфейса носителя, выводят на экран с помощью третьего пользовательского интерфейса диаграмму отображения траектории полетного задания БПЛА, цель, пункты перемены маршрута, траекторию полета БПЛА, зону неопределенности положения цели, точку начала поиска цели, радиус рубежа атаки, угол прокачки антенны, передают в БПЛА полетное задание и дают разрешение на пуск при условии вхождения параметров в пределы заданных диапазонов.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения систем наведения управляемых снарядов и может быть использовано в системах наведения (СН) с телеориентацией снаряда в луче лазера.

Изобретение относится к способам обнаружения и высокоточного определения параметров скоростных летящих целей, а также к головкам самонаведения, используемым для формирования сигналов управления в зенитных ракетных комплексах.
Изобретение относится к способам уничтожения воздушной цели зенитными управляемыми ракетами (ЗУР). Для уничтожения воздушной цели излучают ложный сигнал с параметрами, аналогичными параметрам сигнала РЛС наведения ЗУР на определенной частоте, осуществляют поиск, обнаружение и измерение параметров радиоэлектронных помех противника.

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано на летательных аппаратах (ЛА) для их защиты от атакующих управляемых ракет класса «воздух-воздух» и «земля-воздух».

Предлагаемая группа изобретений относится к области управляемых самонаводящихся ракет с аэродинамическим автоколебательным рулевым приводом. Повышение точности вывода ракет в зону захвата головкой самонаведения излучения от целей, расположенных на больших дальностях, и, следовательно, повышение вероятности поражения таких целей достигается за счет использования на участке, предшествующем участку самонаведения, такого же закона управления, как и при наведении ракеты на конечном участке самонаведения, на котором используется метод пропорционального сближения.

Изобретение относится к области вооружения и касается способа и устройства наведения ракеты. Способ включает формирование информационного поля управления, запуск ракеты под углом к линии визирования цели.
Изобретение относится к области управления и регулирования и касается способа оптической разведки. Разведка осуществляется с помощью телетепловизионного прицела пусковой установки ракетного комплекса.
Изобретение относится к области управления и регулирования и касается способа стрельбы по движущейся цели управляемой противотанковой ракетой. Способ стрельбы включает в себя поиск цели, замер полярных координат цели радиолокатором или лазерным дальномером пусковой установки, передачу координат цели в пульт управления, расчет дальности до точки встречи управляемой ракеты с целью, формирование и выдачу команды целеуказания на пусковую установку, нацеливание вооружения на цель, взятие цели на автоматизированное сопровождение, выработку в пульте управления разрешения на пуск управляемой ракеты по цели, пуск ракеты и сопровождение ракеты на цель.

Изобретение относится к системам вооружения и может быть использовано при реализации комплексов защиты объектов от средств нападения противника. Достигаемый технический результат - возможность защиты объектов с использованием преимуществ, обеспечиваемых применением четырехчастотного частотного радиолокатора, а именно, точность наведения ракеты на цель.

Изобретение относится к области стрельбы и управления огнем артиллерии, а именно к стрельбе и управлению огнем артиллерии при стрельбе высокоточными боеприпасами с закрытой огневой (стартовой) позиции. Технический результат – расширение функциональных возможностей за счет учета отклонений разрыва (центра группы разрывов (ЦГР)), центра группы разрывов боевых элементов (ЦГР БЭ) высокоточных боеприпасов по результатам засечки разрыва (ЦГР, ЦГР БЭ) для определения координат новой точки прицеливания с целью сокращения времени и расхода высокоточных боеприпасов на уничтожение целей при стрельбе высокоточными боеприпасами. Для этого при непопадании высокоточного боеприпаса в цель происходит учет отклонений разрыва (ЦГР, ЦГР БЭ) высокоточных боеприпасов от центра цели для определения установок по новой точке прицеливания с использованием результатов предыдущего пуска. Новая точка прицеливания определяется с учетом отклонения разрыва (ЦГР, ЦГР БЭ) высокоточного боеприпаса от цели по дальности и направлению. Установки для пусков (выстрелов) определяются способом полной (сокращенной) подготовки с огневой (стартовой) позиции артиллерии по центру цели. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способам наведения снарядов. Способ наведения на подводную цель группы корректируемых подводных снарядов соответствующих противолодочных боеприпасов включает сбрасывание противолодочных боеприпасов в заданные точки приводнения, обеспечение заданной скорости полета каждого противолодочного боеприпаса, зависание на заданной глубине после приводнения в заданной точке и отделение одного из корректируемых подводных снарядов от корпуса противолодочного боеприпаса. В случае вхождения подводной цели в зону наведения снаряда, он движется в сторону цели. Одновременно с отделением одного из подводных снарядов, в зону наведения которого вошла подводная цель, выдается сигнал на отделение оставшихся снарядов от соответствующих противолодочных боеприпасов. В случае вхождения подводной цели в зону наведения любого из оставшихся подводных снарядов, система коррекции траектории движения подводного снаряда осуществляет его наведение на цель. Подрыв каждого подводного противолодочного снаряда производят при прохождении им кратчайшего расстояния относительно подводной цели или при контакте с ней. Достигается повышение эффективности наведения на подводную цель группы подводных снарядов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в системах наведения телеуправляемых ракет. Технический результат - снижение потребной перегрузки ракеты, динамической ошибки наведения с обеспечением требуемых углов встречи ракеты с целью и расширение условий применения телеуправляемой ракеты. Для этого осуществляют измерение координат цели и ракеты, формирование текущих параметров движения ракеты относительно цели, формирование сигналов управления ракетой в соответствии с параметрами движения ракеты относительно цели, передачу сигналов управления на ракету и наведение ракеты по сформированным сигналам управления. При этом преобразуют измеренные координаты цели и ракеты в прямоугольные координаты, определяют оценки текущих параметров движения цели и ракеты, формируют по оценкам параметров движения цели и ракеты текущие параметры относительного движения ракеты, определяют текущее время, оставшееся до встречи ракеты с целью, формируют по параметрам относительного движения ракеты сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель, определяют пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования сигналы текущего промаха, определяют оценки текущего промаха, прогнозируют по оценкам текущего промаха с учетом времени, оставшегося до встречи ракеты с целью, сигналы промаха в точке встречи, формируют сигналы текущей угловой скорости линии визирования ракета-цель в точке встречи, формируют сигналы программного текущего смещения угловой скорости линии визирования и затем формируют сигналы управления ракетой пропорционально сигналам угловой скорости линии визирования в точке встречи с учетом сигналов программного смещения угловой скорости линии визирования ракета-цель. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к гирокоординаторам головок самонаведения, используемых в системах управления ракет и артиллерийских управляемых снарядов. В гирокоординаторе головки самонаведения управляемого ракетного и артиллерийского вооружения, содержащем корпус, ротор на внутреннем кардановом подвесе, во внутренней рамке которого размещены оптическая система и приемник излучения, основание карданова подвеса, установленное в корпусе с возможностью поворота и продольного перемещения упругим элементом сжатия-кручения, на заднем торце основания установлена втулка с выступом и пазом, контактирующая выступом с ограничительной поверхностью, выполненной во фланце, закрепленном на задней стенке корпуса, фиксатор, в нем на выступе втулки со стороны, направленной к ограничительной поверхности, в направлении поворота выполнен уступ, а на ограничительной поверхности, контактирующей с выступом в направлении поворота, выполнен паз, расстояние до которого от опорной плоскости ограничительной поверхности в продольном направлении равно перемещению основания карданова подвеса при разарретировании за вычетом высоты уступа в продольном направлении. Технический результат – повышение устойчивости гирокоординатора головки самонаведения к продольному ускорению при сохранении жесткости упругого элемента в продольном направлении. 2 ил.

Наверх