способ формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса, управляемый вращающийся по крену боеприпас

Формула изобретения

1. Способ формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса, произвольно установленного по крену при заряжании в ствол пушки, заключающийся в ориентации системы координат датчика угла гироскопа с углом опережения по крену относительно вертикали, объединении системы координат датчика с системой координат гироскопа после заряжания боеприпаса, введении угла опережения запаздывания срабатывания рулевого привода в аппаратуру относительно опорной отметки датчика, синусно-косинусном преобразовании и суммировании сигналов управления по рысканию и тангажу в соответствии с информацией датчика угла крена гироскопа в процессе управляемого полета, отличающийся тем, что информацию датчика угла крена гироскопа при синусно-косинусном преобразовании и суммировании сигналов управления по рысканию и тангажу формируют в виде двухразрядного кода Грея с опорной отметкой оборота по оси симметрии шторки датчика угла крена, при этом компенсацию запаздывания срабатывания рулевого привода, состоящую из двух составляющих, осуществляют угловым опережением функции двухразрядного кода Грея относительно рулей управления, при этом первую составляющую опережения вводят заранее при юстировке рулей управления относительно шторки, а вторую составляющую опережения вырабатывают в электронной аппаратуре по угловой скорости вращения боеприпаса.

2. Управляемый вращающийся по крену боеприпас, содержащий рулевой привод, электронную аппаратуру управления, гироскоп с датчиком угла крена с арретирующим устройством, физический маятник, корпус и боевую часть, отличающийся тем, что боеприпас дополнительно содержит бортовой электронный функциональный преобразователь (БЭФП) типа логической схемы ИЛИ, вход которого связан с гироскопическим датчиком угла крена, а выход - с входом аппаратуры управления, гироскоп с датчиком угла крена выполнен пружинным с гиромотором совмещенного типа и оптронным датчиком угла крена, в котором шторка типа "да-нет" установлена свободно на оси наружной рамки гироскопа и соединена с грузом физического маятника, а две оптопары гироскопа сдвинуты относительно друг друга на 90^o и размещены на корпусе, при этом ось симметрии шторки и начало отсчета функции преобразования сигналов в БЭФП сдвинуты относительно вертикальной оси маятника и совпадающим мгновенным положением руля, соответственно на углы опережения срабатывания рулей в направлении против вращения корпуса, причем юстировка оптопар относительно нуля выполнена на установочный угол, равный угловому положению оптопар относительно вектора кинетического момента.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к управляемым боеприпасам, которые выстреливаются из ствола пушки и предназначены для поражения наземных бронированных целей.

Такие боеприпасы имеют следующие основные узлы: корпус-обтекатель, аэродинамические стабилизаторы, рулевой привод, бортовую электронную аппаратуру управления, трехстепенной 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.

Одной из особенностей рассматриваемых боеприпасов является произвольное по крену заряжание в ствол пушки. При этом после заряжания система координат гироскопа также оказывается произвольно ориентирована по крену и не может быть использована в качестве опорной для преобразования сигналов управления из системы координат, связанной с пусковой установкой, в систему координат, связанную с вращающимся по крену боеприпасом. Для однозначной ориентации системы координат в рассматриваемом случае можно использовать физический маятник, который связан с чувствительным элементом датчика угла крена (например, с токосъемником ламельного датчика или потенциометра), 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 способ формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса и устройство для его реализации [1]. 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, трехстепенной 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 на корпусе. 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-х ламельного датчика угла крена гироскопа в процессе управляемого полета.

Рассмотренный боеприпас используется в контейнерных системах и не пригоден для произвольного по крену заряжания, как в ствольных системах. Кроме того, в нем применяются характерные для боеприпасов 1-го поколения проводная линия связи с пусковой установкой и пороховой гироскоп с контактным датчиком, что усложняет конструкцию и снижает надежность работы.

Известен способ формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса, произвольно установленного по крену при заряжании в ствол пушки, и устройство для его реализации [1], которые по технической сути являются наиболее близким аналогом (прототипом) к предлагаемому изобретению. Боеприпас имеет следующие основные узлы: корпус-обтекатель, аэродинамические стабилизаторы, рулевой привод, бортовую электронную аппаратуру управления, трехстепенной 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 вращающегося по крену боеприпаса, произвольно установленного по крену при заряжании в ствол пушки, заключается в ориентации системы координат датчика угла гироскопа с углом опережения по крену относительно вертикали, объединении системы координат датчика с системой координат гироскопа после заряжания боеприпаса, введении угла опережения запаздывания срабатывания рулевого привода в аппаратуру относительно опорной отметки датчика, 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 заряжании 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.

Недостатком данного способа и конструкции, его реализующей, 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 изменению угловой скорости вращения.

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение точности и надежности работы боеприпаса за счет более полной компенсации фазовых ошибок в системе управления как заранее прогнозируемых, так и появляющихся в процессе управляемого полета путем обеспечения ориентации опорной системы координат по вертикали с одновременным введением компенсации постоянной составляющей фазовой ошибки, введение дополнительных функций в электронную бортовую аппаратуру, позволяющих по сигналу с датчика крена вычислять переменную составляющую фазовой ошибки, зависящую от скорости вращения по крену боеприпаса.

Для достижения поставленной задачи в способе формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса, произвольно установленного по крену при заряжании в ствол пушки, заключающемся в ориентации системы координат датчика угла гироскопа с углом опережения по крену относительно вертикали, объединении системы координат датчика с системой координат гироскопа после заряжания боеприпаса, введении угла опережения запаздывания срабатывания рулевого привода в аппаратуру относительно опорной отметки датчика, синусно-косинусном преобразовании и суммировании сигналов управления по рысканию и тангажу в соответствии с информацией датчика угла крена гироскопа в процессе управляемого полета, информацию датчика угла крена гироскопа при синусно-косинусном преобразовании и суммировании сигналов управления по рысканию и тангажу формируют в виде двухразрядного кода Грея с опорной отметкой оборота по оси симметрии шторки датчика угла крена, при этом компенсацию запаздывания срабатывания рулевого привода осуществляют угловым опережением функции двухразрядного кода Грея относительно рулей управления, состоящую из двух составляющих: первую составляющую опережения вводят заранее при юстировке рулей управления относительно шторки, а вторую составляющую опережения вырабатывают в электронной аппаратуре по угловой скорости вращения боеприпаса.

Первая составляющая преимущественно компенсирует прогнозируемую составляющую фазового запаздывания в системе управления.

Вторая составляющая преимущественно компенсирует запаздывание рулевого привода в зависимости от скорости вращения боеприпаса по крену.

Для достижения поставленной задачи в управляемом вращающемся по крену боеприпасе, содержащем рулевой привод, электронную аппаратуру управления, гироскоп с датчиком угла крена с арретирующим устройством, физический маятник, корпус и боевую часть, боеприпас дополнительно содержит бортовой электронный функциональный преобразователь (БЭФП) типа логической схемы ИЛИ, вход которого связан с гироскопическим датчиком угла крена, а выход - с входом аппаратуры управления, гироскоп с датчиком угла крена выполнен пружинным с гиромотором совмещенного типа и оптронным датчиком угла крена, в котором шторка типа "да-нет" установлена свободно на оси наружной рамки гироскопа и соединена с грузом физического маятника, а две оптопары гироскопа сдвинуты относительно друг друга на 90^o и размещены на корпусе, при этом ось симметрии шторки и начало отсчета функции преобразования сигналов в БЭФП сдвинуты относительно вертикальной оси маятника и совпадающим мгновенным положением руля, соответственно на углы опережения срабатывания рулей в направлении против вращения корпуса, причем юстировка оптопар относительно руля выполнена на установочный угол, равный угловому положению оптопар относительно вектора кинетического момента.

Сущностью предлагаемого изобретения поясняется чертежами. На фиг.1 показана схема компоновки боеприпаса; на фиг.2 - разрез А-А по фиг.1; на фиг.3 - схема установки шторки и оптопар относительно вертикали; на фиг.4 - выходные сигналы с оптопар датчика.

Управляемый боеприпас содержит аэродинамический блок стабилизаторов 1 (фиг. 1), который обеспечивает устойчивый баллистический полет, маршевый двигатель 2, который применяется при необходимости поддержания высокой линейной скорости после выстреливания и движения на излете, боевая часть 3, гироскоп крена 4, размещенный внутри электронной аппаратуры 5 с бортовым электронным функциональным преобразователем (БЭФП) типа логической схемы ИЛИ, рулевой привод 6, отсек с лидирующим зарядом взрывчатого вещества и бортовыми батареями 7, головной обтекатель со взрывателем 8. Указанные узлы образуют гладкий корпус-обтекатель с выступающими рулями привода 6 и стабилизаторами 1.

Ось вращения ротора 9 (фиг.2) гироскопа крена 4 направлена по оси Y. Разгон ротора осуществляется посредством спиральной ленточной пружины 10, установленной во внутренней полости ротора. На оси 11 наружной рамки гироскопа установлена шторка 12 типа "да-нет", на которой размещена подвижная опора 13 с арретиром 14 и грузом маятника 15. На боковой поверхности корпуса гироскопа закреплен пластмассовый корпус 16 датчика угла с оптопарами 17, оптические оси которых направлены вдоль оси наружной рамки и могут перекрываться шторкой.

При настройке выходных сигналов корпус вместе с оптопарами выставляется однозначно, например, рулем Р1 вверх (фиг.3), остальные рули установлены с шагом 90^o. Вращение корпуса направлено по стрелке Б. Ось симметрии 18 шторки 12 размещена с опережением на угол 1 относительно оси маятника 15 и руля Р1, ось 19, определяющая начало отсчета в БЭФП, сформирована с опережением на угол 2. При этом сигнал оптронных пар V1-V3 и V2-V4-17 (фиг.4), соответствующий 0^o (ось 18), также смещается на угол 2. Совмещение (юстировка) оптопар V1-V3 с рулем Р1 (фиг.3) при сборке боеприпаса осуществляется поворотом вектора кинетического момента заарретированного (связанного с корпусом) гироскопа от вертикали на угол 3. Для проведения такой операции стрелка Н выносится на видимую часть торца гироскопа. Суммирование сигналов с двух оптопар за период Т (фиг.4) дает сочетание значений, соответствующих двухразрядному коду Грея. Полученная информация об угле крена боеприпаса позволяет в БЭФП вычислить величину угла опережения, соответствующую скорости вращения по крену, выделить синусные и косинусные составляющие сигналов управления и сформировать команды на рулевой привод.

После разгона ротора ленточной пружиной 10 и разарретирования гироскоп освобождается от корпуса. Одновременно шторка 12, перемещаясь по арретиру 14 вдоль оси 11 наружной рамки, фиксируется с зубчатым колесом 20, установленным на наружной рамке, а опора 13 вместе с грузом маятника 15 поворачивается под действием пружины 21 на угол, при котором влияние маятниковости на гироскоп практически исключается. Вектор кинетического момента будет занимать произвольное по крену положение, так как заряжание боеприпаса осуществляется произвольно. Однако, в силу проведенной настройки, всегда остается однозначное взаимное угловое расположение оптопар и рулей, что обеспечивает при вращении боеприпаса правильно формировать и фазировать сигналы управления относительно шторки, связанной с гироскопом.

Работа описанного устройства боеприпаса практически описана выше. К чему следует дополнить.

Управляемый вращающийся по крену боеприпас при заряжании в орудие устанавливается произвольно по крену, при этом ориентацию системы координат осуществляют физическим маятником 15, который однозначно устанавливает чувствительный элемент - шторку 12 относительно оптопар 17 и рулей.

При последующем разгоне ротора 9 и разарретировании гироскопа 4 шторка 12 соединяется с осью наружной рамки, при этом маятниковость отсоединяется.

В дальнейшем (при старте и в полете) опорной системой координат служит гироскоп. В процессе управляемого полета с оптронных пар 17 снимается сигнал в виде двухразрядного кода Грея (фиг.4), который в БЭФП преобразуется, модулируется и суммируется с сигналами управления, поступающими с пусковой установки. В БЭФП по сигналам кода Грея также вырабатывается смещение начала отсчета на угол 2.

Описанный способ формирования сигналов управления вращающегося по крену боеприпаса и устройство управляемого боеприпаса для его реализации проверены в условиях опытного производства заявителя с положительными результатами, показавшими повышение точности и надежности работы боеприпаса.

Источники информации

1. RU, 2131576, C1, 10.06.1999.