Результат интеллектуальной деятельности: Управляемая пуля

Предлагаемое изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известна управляемая пуля [Пат. 2538881 Российская Федерация, МПК(2006.01) F42B 10/12, 12/02, 15/00. Управляемая пуля / А.Г. Шипунов [и др.], содержащая бронебойный стержень, стабилизирующие элементы, аэродинамические рули, блок привода органов управления, фотоприемник, бортовую аппаратуру, бортовой источник питания и отделяемый стартовый двигатель. Известная управляемая пуля выполнена по нормальной аэродинамической схеме, однако имеет только одно крыло, состоящее из двух консолей, в связи с чем ее располагаемая перегрузка может быть значительно меньшей относительно аналогичного летательного аппарата, оснащенного двумя крыльями. Помимо того, компоновка управляемой пули по нормальной аэродинамической схеме приводит к потерям подъемной силы при движении с углом атаки и низким динамическим свойствам, что объясняется особенностями данной схемы внешней компоновки. Для управления пулей необходимо наличие в составе бортовой аппаратуры датчика угла крена, поскольку для компенсации рассогласования текущего положения управляемой пули и линии визирования цели бортовой аппаратуре необходимо не только получать с фотоприемного устройства данные о координатах пули в оптическом луче, но и знать текущее положение в пространстве органов управления. Исходя из того, что пулей принято называть боеприпасы калибром не более 20 мм, можно говорить о том, что известная управляемая пуля выполнена в калибре 20 мм или меньшем. Современные микроэлектромеханические датчики угла крена, которые могут быть размещены на борту такого малокалиберного летательного аппарата, не способны обеспечивать заданную точность при воздействии перегрузки большой величины. В результате, в процессе разгона управляемой пули стартовым двигателем, датчик угла крена и интегратор, используемые в бортовой аппаратуре, могут приобретать такую ошибку, которая приведет к формированию ошибочных команд управления, выходу пули из поля управления наземной аппаратуры наведения и невыполнению боевой задачи. Стабилизирующие элементы известной управляемой пули выполнены в виде двух консолей и расположены в плоскости, проходящей через ее продольную ось, в связи с чем в данном случае отсутствует возможность поддержания частоты вращения относительно продольной оси, приобретенной на участке работы стартового двигателя, что приводит к сложностям при реализации одноканальной системы управления и еще большему ухудшению динамических свойств изделия.

Достоинствами прототипа являются высокая помехозащищенность системы управления по лучу, двухступенчатая бикалиберная схема объемной компоновки, обеспечивающая отсутствие дымообразования и пылеобразования, а, следовательно, возникновения помех для оптического канала наведения на доминирующем маршевом участке траектории полета, а также кинетический способ поражения цели, обеспечивающий минимизацию стоимости изделия в силу отказа от дорогостоящих кумулятивной и осколочно-фугасной боевых частей.

Исходя из вышесказанного, недостатки прототипа заключаются в следующем:

- низкие располагаемая перегрузка и динамические свойства;

- сложности с выделением координаты в канале крена;

- отсутствие средств для поддержания частоты вращения в канале крена, затрудняющее работу одноканальной системы управления.

Технической задачей изобретения являются улучшение динамических свойств управляемой пули и увеличение точности стрельбы.

Задача изобретения решается следующим образом.

В управляемой пуле, содержащей бронебойный стержень, стабилизирующие элементы, аэродинамические рули, блок привода органов управления, фотоприемник, бортовую аппаратуру, бортовой источник питания и отделяемый стартовый двигатель, новым является то, что:

- блок привода органов управления с аэродинамическими рулями размещен перед бронебойным стержнем по направлению полета;

- в бронебойном стержне выполнен паз, в котором размещен электрический кабель;

- стабилизирующие элементы выполнены в виде четырех консолей;

- в задней части маршевой ступени размещен механический гироскоп крена.

В частном случае:

- стабилизирующие элементы установлены под углом 3.2'…3.6' к продольной оси управляемой пули;

- корпус управляемой пули в месте размещения механического гироскопа крена имеет больший калибр.

Размещение блока привода органов управления с аэродинамическими рулями в носовой части управляемой пули (схема «утка») позволяет повысить ее динамические свойства.

Наличие в бронебойном стержне паза позволяет разместить в нем электрический кабель и обеспечить тем самым электропитание блока привода органов управления и передачу в него управляющих команд от бортовой аппаратуры. При этом отсутствует необходимость в гаргроте, который бы увеличил аэродинамическое сопротивление управляемой пули и формировал аэродинамическую и массовую составляющие эксцентриситета.

Исполнение стабилизирующих элементов в виде двух крыльев (4 консоли) позволяет повысить располагаемую перегрузку изделия, за счет чего достигается увеличение точности стрельбы и расширение номенклатуры поражаемых целей.

Использование механического гироскопа крена позволяет уменьшить зависимость точности выделения координаты управляемой пули в канале крена от величины стартовой перегрузки и температуры окружающей среды, что в общем случае приводит к увеличению точности стрельбы. Помимо того, механический гироскоп крена определяет абсолютное значение угла крена, в отличие от микроэлектромеханических датчиков, которым для определения абсолютного значению угла требуется наличие интегратора, вносящего собственную составляющую в величину ошибки.

Установка стабилизирующих элементов под углом к продольной оси управляемой пули позволяет обеспечивать поддержание заданной частоты вращения изделия на маршевом участке полета, что необходимо для штатного функционирования как одноканальной, так и двухканальной системы управления. Кроме того, вращение управляемой пули позволяет усреднить аэродинамический и массовый эксцентриситеты и повысить тем самым точность стрельбы.

Местное увеличение диаметра корпуса управляемой пули, несмотря на повышенное аэродинамическое сопротивление, позволяет разместить на борту механический гироскоп крена, обеспечивающий необходимую точность выделения угла крена. При этом не требуется увеличение калибра всей маршевой ступени, что позволяет сохранить массу управляемой пули на прежнем уровне.

Изобретение поясняется графическим материалом.

На фиг. 1 представлен общий вид управляемой пули.

На фиг. 2 представлен общий вид маршевой ступени (МС).

На фиг. 3 изображен вид А с фиг. 2. // укрупненно показаны углы установки крыльев.

На фиг. 4 представлен вид Б с фиг. 2. // вид с кормы МС.

На фиг. 5 показан разрез В-В с фиг. 4. // продольный разрез МС.

На фиг. 6 показан разрез Г-Г с фиг. 5. // поперечный разрез МС, показывающий паз с электрическим кабелем.

Маршевая ступень 1 включает в себя бронебойный стержень 2, стабилизирующие элементы 3, аэродинамические рули 4, блок привода органов управления 5, фотоприемник 6, бортовую аппаратуру 7 и бортовой источник питания 8. Маршевая ступень 1 представляет собой летательный аппарат, способный продолжать самостоятельное движение к цели после отделения стартового двигателя 9. Бронебойный стержень 2 служит для поражения цели при попадании в нее управляемой пули. Стабилизирующие элементы 3 выполнены в виде пары крыльев, установленных таким образом, что угол между плоскостью консоли и продольной осью ракеты составляет 3.2'…3.6' и служат для стабилизации маршевой ступени 1 в полете после отделения стартового двигателя 9, создания аэродинамического момента крена, обеспечивающего закручивание маршевой ступени, а также для создания управляющей аэродинамической силы при наличии угла атаки. Аэродинамические рули 4 выполнены в виде пары консолей, размещенной на общей оси, и служат для создания аэродинамического момента тангажа при повороте оси блоком привода органов управления 5, обеспечивающего вывод управляемой пули на угол атаки. Блок привода органов управления 5 размещен в носовой части управляемой пули и служит для поворота аэродинамических рулей 4 по командам бортовой аппаратуры 7. Фотоприемник 6 размещен в заднем торце маршевой ступени и предназначен для приема кодированного луча лазера, в котором реализуется наведение управляемой пули. Бортовая аппаратура 7 служит для приема данных с фотоприемника 6 и механического гироскопа крена 10, их обработки и выдачи управляющих команд на блок привода органов управления 5. Бортовой источник питания 8 предназначен для электропитания бортовой аппаратуры 7, фотоприемника 6, механического гироскопа крена 10, и блока привода органов управления 5 в полете. Отделяемый стартовый двигатель 9 служит для разгона управляемой пули до заданной скорости, имеет тандемное заднее расположение и больший калибр относительно маршевой ступени 1. Механический гироскоп крена 10 размещен в кормовой части маршевой ступени 1 и предназначен для определения текущего угла крена управляемой пули в каждый момент времени полета. В бронебойном стержне 2 выполнен паз 11, в котором размещен электрический кабель 12, обеспечивающий передачу управляющих команд в блок привода органов управления 5 и его электропитание.

Изобретение работает следующим образом.

Перед пуском управляемой пули происходит разарретирование механического гироскопа крена 10 и раскрутка его ротора, гироскоп начинает выдавать в бортовую аппаратуру 7 текущие значения угла крена. Старт управляемой пули из пусковой трубы может осуществляться предстартовым двигателем или вышибной двигательной установкой, в процессе чего ей придается вращение относительно продольной оси. После старта управляемой пули из пусковой трубы включается отделяемый стартовый двигатель 9, разгоняющий управляемую пулю до заданной скорости. В том случае, если отделяемый стартовый двигатель 9 оснащен стабилизаторами или многосопловым блоком, вращение управляемой пули на участке разгона может поддерживаться. Поскольку на стартовом участке траектории фотоприемник 6 закрыт отделяемым стартовым двигателем 9, управление до момента разделения осуществляется по данным инерциальной навигационной системы, встроенной в бортовую аппаратуру 7. Управление изделием обеспечивается за счет формирования управляющих команд бортовой аппаратурой 7, их передачи по электрическому кабелю 12 в блок привода органов управления 5 и отработки им полученных команд. После окончания разгона стартовый двигатель 9 отделяется и маршевая ступень 1 продолжает самостоятельный полет к цели. При этом косопоставленные стабилизирующие элементы 3 поддерживают вращение изделия относительно продольной оси, а формирование управляющих команд бортовой аппаратурой 7 осуществляется на основе координат, полученных посредством приема кодированного лазерного луча фотоприемником 6, и координаты в канале крена, определяемой гироскопом 10.

Реализация изобретения позволит улучшить динамические свойства управляемой пули и увеличить точность стрельбы.