Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ФОРМИРОВАНИЯ СИГНАЛОВ УПРАВЛЕНИЯ ВРАЩАЮЩЕГОСЯ ПО КРЕНУ БОЕПРИПАСА И СПОСОБ ЕГО ИЗГОТОВЛЕНИЯ

Предлагаемое изобретение относится к управляемым боеприпасам, которые выстреливаются преимущественно из транспортно-пускового контейнера и предназначены для поражения целей ближнего рубежа обороны.

Такие боеприпасы имеют следующие основные узлы: корпус-обтекатель, аэродинамические стабилизаторы, рулевой привод, бортовую электронную аппаратуру управлении, трехстепенный гироскопический датчик угла крена с расположением оси наружной рамки вдоль продольной оси боеприпаса и боевую часть со взрывателем.

Телеуправление боеприпасами осуществляется с пусковой установки по лучевой линии связи, например, по лучу лазера, направленному на цель. Сигналы управления, соответствующие отклонению боеприпаса от луча, передаются на приемное устройство бортовой аппаратуры управления, обрабатываются, модулируются по углу крена и поступают на рулевой привод, который ликвидирует отклонение боеприпаса от луча.

Известен способ формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса, произвольно установленного по крену при заряжании в ствол пушки, и устройство для его реализации [1]. Боеприпас имеет следующие основные узлы: корпус-обтекатель, аэродинамические стабилизаторы, рулевой привод, бортовую электронную аппаратуру управления, трехстепенный гироскопический датчик угла крена с расположением оси наружной рамки вдоль продольной оси боеприпаса и боевую часть со взрывателем. Ротор гироскопа разгоняется пороховой реактивной турбиной. Датчик крена выполнен в виде 16-ти ламелей с резисторами, установленных по окружности посредством изоляционной платы на корпусе, где также размещены коллекторные кольца. Токосъемники установлены свободно на оси наружной рамки и соединены с грузом маятника. Введение угла упреждения, компенсирующего запаздывание рулевого привода, осуществляется разворотом токосъемников относительно вертикали.

Телеуправление боеприпасами осуществляется с пусковой установки по лучу лазера, направленному на цель. Сигналы управления, соответствующие отклонению боеприпаса от луча, передаются на приемное устройство бортовой аппаратуры управления, обрабатываются, суммируются и модулируются по углу крена непосредственно в ламельно-резисторном датчике гироскопа и поступают на рулевой привод, который ликвидирует отклонение боеприпаса от луча.

Способ формирования сигналов управления рассматриваемого вращающегося по крену боеприпаса, произвольно установленного по крену при заряжании в ствол пушки, заключается в наложении после заряжания связи между опорной системой координат гироскопа крена и чувствительным элементом датчика угла крена, ориентированного по вертикали места физическим маятником, компенсации запаздывания срабатывания рулевого привода, синусно-косинусном преобразовании и суммировании сигналов управления по рысканию и тангажу в соответствии с информацией датчика угла крена гироскопа в процессе управляемого полета.

Рассматриваемый боеприпас ориентируется произвольно по крену при заряжание в ствол пушки. Для однозначной ориентации системы координат в рассматриваемом случае используется физический маятник, который связан с чувствительным элементом датчика угла крена (с токосъемником ламельного датчика), который устанавливается свободно на оси наружной рамки гироскопа. Перед выстреливанием боеприпаса гироскоп приводится в рабочее состояние (раскручивается его ротор) и разарретируется с фиксацией чувствительного элемента датчика относительно наружной рамки гироскопа и отделением груза маятника.

Известен также боеприпас [2], который по технической сути является наиболее близким аналогом (прототипом). Рассматриваемый управляемый боеприпас выстреливается из транспортно-пускового контейнера, в котором однозначно ориентируется как сам боеприпас, так и система координат гироскопа крена, которая используется в качестве опорной при формировании сигналов управления.

Боеприпас имеет следующие основные узлы: корпус-обтекатель, аэродинамические стабилизаторы, рулевой привод, бортовую электронную аппаратуру управления, трехстепенный гироскопический датчик угла крена с расположением оси наружной рамки вдоль продольной оси боеприпаса и боевую часть со взрывателем. Ротор гироскопа разгоняется пороховой реактивной турбиной. Датчик крена выполнен в виде 4-х ламелей, установленных по окружности посредством изоляционной втулки на оси наружной рамки, где также размещены коллекторные кольца. Токосъемники ламелей и коллекторных колец установлены посредством изоляторов на корпусе гироскопа. Введение угла упреждения, компенсирующего запаздывание рулевого привода, выполнено разворотом ламельного датчика относительно токосъемников.

Способ формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса в рассматриваемом случае заключается в компенсации запаздывания срабатывания рулевого привода, синусно-косинусном преобразовании и суммировании сигналов управления по рысканию и тангажу с использованием прямоугольных импульсов, снимаемых с 4-ламельного датчика угла крена гироскопа в процессе управляемого полета.

Недостатками данного способа и конструкции являются компенсация только прогнозируемой (постоянной) составляющей запаздывания в системе управления, а также использование контактного датчика угла крена и порохового гироскопа, что снижает надежность работы из-за засорения опор и контактных поверхностей пороховыми газами и создает вредные моменты трения.

Предлагаемое изобретение актуально в связи с тем, что повышает точность и надежность работы боеприпаса за счет более полной компенсации фазовых ошибок в системе управления как заранее прогнозируемых, так и появляющихся в процессе управляемого полета из-за нестабильности скорости вращения боеприпаса по крену. В рассматриваемом классе боеприпасов канал стабилизации по крену отсутствует и вращение по крену осуществляется скоростным напором, взаимодействующим со скосами аэродинамических стабилизаторов, что приводит к значительному колебанию угловой скорости вращения.

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности поражения цели боеприпасом путем ориентации опорной системы координат на пусковой установке с учетом введения компенсации постоянной составляющей фазовой ошибки, введения дополнительных функций в электронную бортовую аппаратуру, позволяющих по сигналу с датчика крена вычислять переменную составляющую фазовой ошибки, зависящую от скорости вращения по крену боеприпаса, введения бесконтактного датчика угла крена и обеспечения возможности многократной проверки разгона ротора гироскопа при сборке.

Для достижения цели в поставленной задаче в способе формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса, заключающемся в однозначной ориентации опорной системы координат гироскопа крена относительно пусковой установки, компенсации запаздывания срабатывания рулевого привода введением в датчике гироскопа крена расчетного угла опережения срабатывания, синусно-косинусном преобразовании и суммировании сигналов управления по рысканию и тангажу в соответствии с информацией датчика угла крена гироскопа, в нем:

- формируют синусно-косинусные функции в бортовой электронной аппаратуре управления из прямоугольных импульсов оптройного датчика крена гироскопа;

- модулируют в электронной аппаратуре управления посредством синусно-косинусных функций и суммируют сигналы управления по рысканию и тангажу, измеряют скорость вращения боеприпаса по крену и вырабатывают поправку на корректировку расчетного угла опережения срабатывания рулевого привода;

- импульсы формируют оптическими элементами типа “светодиод-фотодиод” и шторкой с круговым рисунком и отметкой оборота на рисунке;

- обеспечивают опережение посредством смещения оптопар относительно рисунка шторки.

Для достижения цели в поставленной задаче способа изготовления и сборки управляемого вращающегося по крену боеприпаса, содержащего рулевой привод, электронную аппаратуру управления, гироскопический датчик угла крена, корпус и боевую часть, предусматривают:

- установку пружинного гироскопа крена с оптронным датчиком угла крена, в котором шторку с рисунком типа “да-нет” устанавливают жестко на оси наружной рамки гироскопа;

- две оптопары, сдвинутые друг относительно друга на 90°, размещают на вращающемся корпусе и развертывают относительно оси симметрии шторки по направлению вращения на расчетный угол опережения их срабатывания;

- в электронную аппаратуру управления вводят электронную схему преобразования прямоугольных импульсов оптронного датчика в синусно-косинусные функции;

- в электронную аппаратуру вводят электронную схему суммирования сигналов управления, измерения скорости вращения боеприпаса по крену по импульсам с оптопар и выработки поправки на расчетный угол опережения срабатывания рулевого привода;

- шторку устанавливают на оси наружной рамки гироскопа с углом фазирования между осью симметрии шторки и мгновенным в процессе вращения боеприпаса положением рулей управления в горизонте и по вертикали.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показана схема компоновки боеприпаса; на фиг.2 - разрез А-А по фиг.1.

Управляемый боеприпас содержит головной обтекатель со взрывателем 1, фиг.1, и лидирующим боезарядом 2, рулевой привод 3, аппаратурный отсек 4, боевую часть 5, маршевый двигатель 6 и аэродинамический блок стабилизаторов 7. Основными узлами аппаратурного отсека 4, фиг.2, являются гироскопический датчик угла крена 8 и электронная аппаратура управления 9. В аппаратурном отсеке могут размещаться и другие элементы конструкции, например бортовая батарея.

Гироскоп в отсеке размещен параллельно продольной оси Х боеприпаса и ось вращения ротора 10 направлена перпендикулярно ей по оси Y (вектор кинетического момента гироскопа Н совпадает с осью ротора). Разгон ротора осуществляется посредством спиральной ленточной пружины 11, установленной во внутренней полости ротора. Посредством карданова подвеса, состоящего из внутренней рамки 12 с осью вращения Zo и наружной рамки 13 с осью вращения Хо, ротор установлен в тонкостенном корпусе 14.

Во внутреннюю полость корпуса 14 с опорой на его торец введен пластмассовый вкладыш 15, в котором размещены элементы двух оптопар, каждая из которых состоит из светодиода 16 типа ЗЛ107Б и фотодиода 17 типа КФДМ. Светодиод и фотодиод установлены встречно и оптические оси двух оптопар перпендикулярны оси наружной рамки Хо и сдвинуты друг относительно друга на 90°.

По оси Хо на наружной рамке 13 укреплена цилиндрическая тонкостенная шторка 20, половина образующей которой прозрачна для оптических лучей оптопар.

При юстировке боеприпаса и гироскопа корпус вместе с оптопарами выставляется однозначно, например, рулем Р1 вверх (остальные рули установлены с шагом 90°) в мгновенное положение при их вращении, совпадающее с опорной системой координат. Ось симметрии 21 шторки 20 размещена под углом фазирования γ_ф относительно оси Y и руля Р1. В таком положении по фронтам импульсов с оптронного датчика в электронной аппаратуре формируется максимальный модулирующий сигнал на руль Р1 и соответствующий требуемому знаку его поворота (сфазированный сигнал). Но для создания опережения в срабатывании рулей, компенсирующего их запаздывание в срабатывании, оптопары 18 и 19 развернуты на расчетный угол опережения γ_оп относительно оси симметрии шторки 21 по направлению вращения корпуса.

В электронной аппаратуре по фронтам импульсов суммы сигналов с двух оптопар определяется скорость вращения боеприпаса и вычисляется поправка на корректировку угла опережения ±δγ, с учетом которых формируются команды на рулевой привод.

Работа предложенного устройства в дополнении к описанию при рассмотрении конструкции заключается в следующем. Управляемый боеприпас на пусковом устройстве устанавливается в транспортно-пусковом контейнере всегда однозначно ориентированным по крену. В таком положении производится разгон ротора 10, фиг.2, гироскопа посредством спиральной ленточной пружины 11 и однозначно ориентируется система координат гироскопа, относительно которой ведется преобразование сигналов управления, из системы координат, связанной с пусковой установкой, в систему, связанную с вращающимся по крену боеприпасом.

В процессе управляемого полета боеприпаса и вращения корпуса боеприпаса совместно с оптопарами 18 и 19 относительно шторки 20 по стрелке Б с фотодиодов 17 будут сниматься импульсы фототока типа “да-нет”, сдвинутые друг относительно друга на 90°. Шторка 20 укреплена на оси Хо наружной рамки 13 и определяет постоянное, в пределах точности гироскопа, положение середины рисунка шторки. Данное положение рисунка относительно вертикальной оси Y определено при изготовлении углом фазирования γ_ф, при прохождении которого оптопарой 19 по стрелке Б на руль Р1 вырабатывается максимальный сигнал по рысканию необходимого знака (при прохождении рулем Р1 оси минус Y знак сигнала меняется на противоположный).

Оптопары по отношению к середине шторки устанавливают с углом опережения γ_оп, поэтому при прохождении по стрелке Б середины шторки на руль Р1 будет подаваться максимальный сигнал также с опережением. В электронной аппаратуре сигнал, соответствующей середине штоки, формируется по фронтам суммы сигналов с двух оптопар и принимается за опорную отметку оборота.

По полученным сигналам с гироскопа в бортовой электронной аппаратуре управления формируют синусно-косинусные функции, где также модулируют посредством синусно-косинусных функций и суммируют сигналы управления по рысканию и тангажу, измеряют скорость вращения боеприпаса по крену и вырабатывают поправку на корректировку расчетного угла опережения срабатывания рулевого привода ±δγ в зависимости от переменной скорости вращения по крену.

Описанный способ формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса, ориентированного по крену перед пуском, и устройство управляемого боеприпаса для его реализации проверены в условиях опытного производства заявителя с положительными результатами, показавшими точность и надежность работы боеприпаса при упрощении его конструкции.

Источники управления

1. Выстрел ЗУБК10 с управляемым снарядом 9М117. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. ЗУБК10.00.00.000ТО, 1982 - аналог.

2. Управляемый снаряд 9М113 комплекса “Конкурс”. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - М.: Воениздат, 1978 - прототип.