RU2627334C1 - Autonomous jet projectile control unit - Google Patents

Abstract

FIELD: weapon and ammunition.

SUBSTANCE: autonomous jet projectile control unit includes a cylindrical hinge on two rolling bearings with an axis of rotation that coincides with the longitudinal axis of the jet projectile, a power source, a mission input data distant reception on-board equipment set, an exploder and control equipment. The control equipment contains an onboard computer, a block of inertial sensors and satellite navigation equipment. In addition, the device contains an electric steering gear. It includes four DC motors and four aerodynamic steering wheels hidden inside the body in the starting position. Each DC electric motor has the ability to deflect independently of its aerodynamic steering wheel at an angle ±20°. The steering gear provides the ability to simultaneously create control forces and moments in course, pitch and roll. The onboard computer has the ability to form commands to stabilise the roll and to damp the longitudinal and lateral oscillations of the projectile. The device can be mounted on unguided missiles immediately before use.

EFFECT: expansion of combat capabilities of rocket artillery when small-sized targets firing.

2 dwg

Description

Изобретение относится к военной технике, в частности к управляемым реактивным снарядам.The invention relates to military equipment, in particular to guided missiles.

Известны реактивные снаряды, например 9М22У и 9М521 (см. например Карпенко А. Современные реактивные системы залпового огня. Издательство «Бастион», 2003 г.).Missiles are known, for example 9M22U and 9M521 (see, for example, A. Karpenko. Modern multiple launch rocket systems. Publishing house "Bastion", 2003).

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известных реактивных снарядов, относится то, что в известных реактивных снарядах полет до цели осуществляется по баллистической траектории без компенсации отклонений от требуемой для поражения цели траектории, в результате чего они обладают низкой точностью стрельбы, что увеличивает расход боеприпасов и время выполнения боевой задачи.The reasons that impede the achievement of the technical result indicated below when using known rockets are that in known rockets the flight to the target is carried out along a ballistic trajectory without compensating for deviations from the trajectory required to hit the target, as a result of which they have low firing accuracy, which increases ammunition consumption and combat mission time.

Наиболее близким устройством того же назначения к заявленному изобретению по совокупности признаков является управляемый реактивный снаряд, включающий цилиндрический шарнир на подшипниках с осью вращения, совпадающей с продольной осью реактивного снаряда, источник питания, блок загрузки полетной информации, блок управления полетом, блок системы навигации и ориентации (см. патент RU №2502042 С1, МПК F42B 15/00, F42B 15/01 от. 22.05.2012 г.), принятый за прототип.The closest device of the same purpose to the claimed invention in terms of features is a guided missile, including a cylindrical hinge on bearings with an axis of rotation coinciding with the longitudinal axis of the missile, power source, flight information loading unit, flight control unit, navigation and orientation system block (see patent RU No. 2502042 C1, IPC F42B 15/00, F42B 15/01 dated 05.22.2012), adopted as a prototype.

К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства, принятого за прототип, относится то, что в известном устройстве управление полетом реактивного снаряда обеспечивается одной парой аэродинамических рулей, зафиксированных под определенным углом к продольной оси ракеты на внешней поверхности носового модуля управляющего блока и разворачиваемых в требуемое положение вместе с носовым модулем в фиксированное положение относительно плоскости, в которой осуществляется управление при помощи моментного двигателя, статор которого жестко связан с корпусом носового модуля управляющего блока, а ротор расположен на оси цилиндрического шарнира, связанного с разгонным блоком.The reasons that impede the achievement of the technical result indicated below when using the known device adopted for the prototype include the fact that in the known device the flight control of a rocket is provided by one pair of aerodynamic rudders fixed at a certain angle to the longitudinal axis of the rocket on the outer surface of the nose module of the control unit and deployed to the desired position with the nose module in a fixed position relative to the plane in which control by means of a torque motor, the stator of which is rigidly connected to the body of the nose module of the control unit, and the rotor is located on the axis of the cylindrical hinge associated with the accelerating unit.

В результате недостатками прототипа являются ограниченные диапазоны одновременно выбираемых боковых отклонений и отклонений по дальности из-за возможности мгновенного управления только в одной плоскости, ограничения по маневренным возможностям снаряда и неоптимальной траектории полета из-за установки руля в фиксированном положении, отсутствует возможность демпфировать продольные и поперечные колебания снаряда в полете, что увеличивает лобовое сопротивление и уменьшает дальность, невозможность применения в штатном неуправляемом снаряде без доработки последнего.As a result, the disadvantages of the prototype are limited ranges of simultaneously selected lateral deviations and deviations in range due to the possibility of instant control in only one plane, restrictions on the maneuverability of the projectile and non-optimal flight path due to the installation of the steering wheel in a fixed position, it is not possible to damp longitudinal and transverse shell oscillations in flight, which increases drag and reduces range, the inability to use in a regular uncontrolled shell without finalizing the latter.

Техническим задачей настоящего решения является устранение указанных выше недостатков, а именно повышение точности стрельбы за счет увеличения диапазона одновременно выбираемых боковых промахов и промахов по дальности, снижение лобового сопротивления управляемого реактивного снаряда и обеспечение установки блока управления на серийно-выпускаемые снаряды без доработки последних непосредственно перед применением.The technical objective of this solution is to eliminate the above disadvantages, namely increasing the accuracy of shooting by increasing the range of simultaneously selected lateral misses and misses in range, reducing the drag of a guided missile and ensuring the installation of the control unit on mass-produced shells without finalizing them immediately before use .

Технический результат - расширение боевых возможностей реактивной артиллерии при стрельбе по малоразмерным целям.The technical result is the expansion of the combat capabilities of rocket artillery when firing at small targets.

Указанный технический результат достигается тем, что автономный блок управления реактивного снаряда, включающий цилиндрический шарнир на двух подшипниках качения с осью вращения, совпадающей с продольной осью реактивного снаряда, источник питания, бортовую аппаратуру дистанционного приема полетного задания, взрыватель, аппаратуру управления, которая содержит бортовой вычислитель, блок инерциальных датчиков и аппаратуру спутниковой навигации, дополнительно содержит электрический рулевой привод, включающий четыре электродвигателя постоянного тока, четыре аэродинамических руля, скрытых внутри корпуса в исходном положении, каждый электродвигатель постоянного тока отклоняет независимо друг от друга свой аэродинамический руль на угол ±20°, особенностью автономного блока управления реактивного снаряда является то, что он устанавливается на серийно-выпускаемые неуправляемые реактивные снаряды непосредственно перед применением на посадочное место взрывателя в носу боевой части. При этом передняя часть отсека управления с аэродинамическими рулями свободно вращается относительно задней части, связанной с реактивным снарядом.The specified technical result is achieved in that an autonomous missile control unit comprising a cylindrical hinge on two rolling bearings with an axis of rotation coinciding with the longitudinal axis of the missile, a power source, on-board equipment for remote reception of a flight mission, a fuse, control equipment that contains an on-board computer , the inertial sensor unit and satellite navigation equipment, further comprises an electric steering gear comprising four electric motors direct current, four aerodynamic steering wheels hidden inside the housing in the initial position, each DC motor independently deviates its own aerodynamic steering wheel by an angle of ± 20 °, a feature of the autonomous missile control unit is that it is mounted on mass-produced uncontrolled reactive shells immediately before use on the fuse seat in the nose of the warhead. In this case, the front part of the control compartment with aerodynamic rudders freely rotates relative to the rear part associated with the rocket.

На фиг. 1 представлена конструкция автономного блока управления реактивного снаряда; на фиг. 2 - траектория полета реактивного снаряда, оснащенного автономным блоком управления.In FIG. 1 shows the design of an autonomous missile control unit; in FIG. 2 - flight path of a rocket equipped with an autonomous control unit.

Автономный блок управления содержит несущую конструкцию (1), внутри которой установлены аппаратура (2) спутниковой навигации, аппаратура (3) приема полетного задания, бортовой вычислитель (4), блок (5) инерциальных датчиков, источник (6) питания, электрический рулевой привод (7) с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями (8) и электродвигателями (9) постоянного тока, передача крутящего момента от электродвигателя на вал руля осуществляется через редуктор (10), цилиндрический шарнир выполнен на двух подшипниках (11) качения, при этом внутренняя обойма шарнира (12) фиксируется в реактивном снаряде (13) на резьбовом посадочном месте (14) взрывателя (используемого при стрельбе серийным неуправляемым снарядом), внешней обоймой является несущая конструкция (1), аэродинамическая юбка (15) механически связана с внутренней обоймой и предназначена для плавного сопряжения отсека управления с оживалом боевой части снаряда, взрыватель (16) установлен во внутренней полости узла стыковки.The autonomous control unit contains a supporting structure (1), inside which there are installed satellite navigation equipment (2), flight task reception equipment (3), on-board computer (4), inertial sensors unit (5), power supply (6), electric steering gear (7) with four independent aerodynamic rudders (8) and DC electric motors (9), torque is transmitted from the electric motor to the steering shaft through a gearbox (10), a cylindrical hinge is made on two rolling bearings (11), while the inner the hinge holder (12) is fixed in the rocket (13) on the threaded seat (14) of the fuse (used when firing with a serial unguided projectile), the external holder is the supporting structure (1), the aerodynamic skirt (15) is mechanically connected to the internal holder and is designed to smoothly interface the control compartment with the warhead of the projectile warhead, the fuse (16) is installed in the internal cavity of the docking unit.

Работа автономного блока управления осуществляется следующим образом: на огневой позиции расчет устанавливает автономный блок управления на реактивный снаряд и производит заряжание снаряда в направляющую боевой машины, после этого в отсек управления посредством бортовой аппаратуры полетного задания вводятся координаты цели и циклограмма работы отсека в полете. После старта бортовой вычислитель запускает выполнение циклограммы, спутниковая навигационная аппаратура определяет текущие координаты снаряда. Первоначальный участок полета осуществляется по баллистической траектории. В зависимости от дальности стрельбы и в соответствии с циклограммой пуска в назначенное время открываются аэродинамические рули и начинается управляемый полет. По сигналам от датчиков угловых скоростей, размещенных в блоке инерциальных датчиков, бортовой вычислитель формирует команды по стабилизации крена и демпфирования продольных и поперечных колебаний снаряда, а по данным о положении снаряда в пространстве, определяемым спутниковой навигационной системой и заданным при пуске координатам цели в соответствии с выбранным законом управления, формирует команды наведения снаряда на цель. Рулевой привод отрабатывает команды, отклоняя каждый из четырех аэродинамических рулей на потребные углы независимо друг от друга в заданном направлении, создавая одновременно управляющие силы и моменты по курсу, тангажу и крену. Поражение цели осуществляется с пикирования для уменьшения ошибки по дальности и повышения эффективности боевой части.The work of the autonomous control unit is carried out as follows: at the firing position, the calculation sets the autonomous control unit to the rocket and charges the projectile in the guide of the combat vehicle, after that the target coordinates and the operation sequence diagram for the flight compartment are entered into the control compartment using the on-board flight mission equipment. After the start, the on-board computer starts the execution of the cyclogram, the satellite navigation equipment determines the current coordinates of the projectile. The initial section of the flight is carried out along a ballistic trajectory. Depending on the firing range and in accordance with the launch schedule, at the appointed time, aerodynamic rudders open and a controlled flight begins. Based on the signals from the angular velocity sensors located in the inertial sensor unit, the on-board computer generates commands for stabilizing the roll and damping the longitudinal and transverse vibrations of the projectile, and according to the data on the position of the projectile in space determined by the satellite navigation system and the target coordinates set at launch in accordance with selected control law, forms the command of the projectile guidance on the target. The steering drive fulfills the command, deflecting each of the four aerodynamic rudders to the required angles independently of each other in a given direction, creating at the same time control forces and moments along the course, pitch and roll. The defeat of the target is carried out with a dive to reduce range errors and increase the effectiveness of the warhead.

Все элементы, используемые при создании предлагаемого изобретения, известны из уровня техники и не являются неизвестными для специалистов в данной области техники.All elements used to create the invention are known from the prior art and are not unknown to specialists in this field of technology.

Таким образом, вышеизложенные сведения свидетельствуют о выполнении при использовании заявленного изобретения следующей совокупности условий:Thus, the above information indicates the fulfillment of the following set of conditions when using the claimed invention:

- средство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, предназначено для использования в военной технике, а именно в реактивных снарядах;- a tool embodying the claimed invention in its implementation, is intended for use in military equipment, namely in rockets;

- для заявленного устройства в том виде, как оно охарактеризовано в независимом пункте изложенной формулы изобретения, подтверждена возможность его осуществления с помощью описанных в заявке или известных до даты приоритета средств и методов;- for the claimed device in the form as described in the independent clause of the claims, the possibility of its implementation using the means and methods described in the application or known prior to the priority date is confirmed;

- устройство, воплощающее заявленное изобретение при его осуществлении, способно обеспечить достижение усматриваемого заявителем технического результата, а именно расширяет возможности боевого применения реактивной артиллерии, особенно при стрельбе по малоразмерным целям, за счет значительного повышения точности стрельбы.- a device embodying the claimed invention in its implementation is capable of achieving the achievement of the technical result perceived by the applicant, namely, it expands the capabilities of the combat use of rocket artillery, especially when firing at small targets, due to a significant increase in accuracy.

Следовательно заявленное изобретение соответствует условию «промышленная применимость».Therefore, the claimed invention meets the condition of "industrial applicability".

Источники информацииInformation sources

1. Патент RU 2502042 С1, МПК F42B 15/00, F42B 15/01, опубликован 20.12.2013 г.1. Patent RU 2502042 C1, IPC F42B 15/00, F42B 15/01, published December 20, 2013.

2. Карпенко А. Современные реактивные системы залпового огня. Издательство «Бастион», 2003 г.2. Karpenko A. Modern multiple launch rocket systems. Bastion Publishing House, 2003

Claims (1)

Автономный блок управления реактивного снаряда, включающий цилиндрический шарнир на двух подшипниках качения с осью вращения, совпадающей с продольной осью реактивного снаряда, источник питания, бортовую аппаратуру дистанционного приема полетного задания, взрыватель, аппаратуру управления, которая содержит бортовой вычислитель, блок инерциальных датчиков и аппаратуру спутниковой навигации, отличающийся тем, что он дополнительно содержит электрический рулевой привод, включающий четыре электродвигателя постоянного тока, четыре аэродинамических руля, скрытых внутри корпуса в исходном положении, каждый электродвигатель постоянного тока имеет возможность отклонения независимо друг от друга своего аэродинамического руля на угол ±20°, рулевой привод обеспечивает способность одновременно создавать управляющие силы и моменты по курсу, тангажу и крену, бортовой вычислитель имеет возможность формирования команд по стабилизации крена и демпфирования продольных и поперечных колебаний снаряда, причем устройство может быть установлено на неуправляемые реактивные снаряды непосредственно перед применением.An autonomous missile control unit, including a cylindrical hinge on two rolling bearings with an axis of rotation coinciding with the longitudinal axis of the missile, a power source, on-board remote reception equipment for the flight mission, a fuse, control equipment that includes an on-board computer, an inertial sensor unit, and satellite equipment navigation, characterized in that it further comprises an electric steering gear, including four DC motors, four aero dynamic rudders hidden inside the housing in the initial position, each DC motor has the ability to independently deflect its aerodynamic rudder by an angle of ± 20 °, the steering drive provides the ability to simultaneously create control forces and moments along the course, pitch and roll, the on-board calculator has the possibility of forming teams to stabilize the roll and damping the longitudinal and transverse vibrations of the projectile, and the device can be installed on an uncontrolled missile immediately before use.

Images