Изобретение относится к техническим средствам управления летательными аппаратами и может быть использовано при создании управляемых противоградовых ракет со стабилизированными в пространстве головными частями.
Известна инерциальная система управления подвижным объектом, содержащая корпус, свободный гироскоп с ротором в кардановом подвесе с внутренней и наружной рамками, руль управления, с которым связана наружная рамка.
Недостатком известного технического решения является сложность конструкции.
Целью изобретения является упрощение конструкции инерциальной системы.
Цель достигается тем, что в известной инерциальной системе управления подвижным объектом, содержащей свободный гироскоп с ротором в кардановом подвесе с внутренней и наружной рамками, руль управления, с которым связана наружная рамка, наружная рамка выполнена в виде цилиндра, установленного в корпусе с возможностью вращения вокруг продольной оси объекта, и связана с рулем управления через вновь введенную зубчатую передачу, выполненную в виде зубчатой рейки, расположенной на наружной цилиндрической поверхности наружной рамки и зубчатого колеса, установленного на оси вращения руля управления, при этом ротор гироскопа выполнен с пороховым зарядом и тангенциальными соплами.
На фиг. 1 представлен приборный отсек головной части ракеты с инерциальной системой управления, разрез; на фиг. 2, 3 - ротор гироскопа.
Инерциальная система управления ракетой содержит размещенный в приборном отсеке 1 корпуса 2 головной части ракеты быстровращающийся ротор 3 на кардановом подвесе, состоящем из наружной 4 и внутренней 5 кольцевых рамок. Наружная кольцевая рамка 4 выполнена в виде втулки и размещена в приборном отсеке 1. При этом кольцевая рамка 4 прикреплена к корпусу 2 с возможностью свободного вращения вокруг продольной оси на подшипниковых опорах 6. На боковой поверхности кольцевой рамки 4 размещена зубчатая рейка 7, связанная через зубчатое колесо 8 на оси 9 с поворотной аэродинамической плоскостью 10, являющейся рулем. Аэродинамическая плоскость 10 прикреплена шарнирно к стабилизатору 11. Оси вращения ротора 3 и внутренней кольцевой рамки 5 размещены взаимно перпендикулярно и лежат соответственно в вертикальной и горизонтальной плоскостях.
Ротор 3 содержит полость 12, внутри которого размещен пороховой заряд 13. На боковой поверхности ротора 3 размещены тангенциальные сопла 14, связанные с полостью 12. Внутри ротора 3 на уровне сопел 14 размещены перфорированные перегородки 15, исключающие попадание крупных частиц заряда 13 в сопла 14. Между перфорированными перегородками 15 размещен воспламенитель 16. На поверхности ротора 3 размещена защитная сгораемая пленка 17, перекрывающая отверстия сопел 14. На уровне сопел 14 в корпусе 2 предусмотрено отверстие 18, под которым размещено запальное устройство 19. Корпус 2 головной части с инерциальной системой управления прикреплен к корпусу ракеты 20 (на фиг. 1 показан фрагмент корпуса) с возможностью свободного вращения вокруг продольной оси.
Инерциальная система управления ракетой работает следующим образом.
Перед запуском ракеты включают запальное устройство 19, форс огня от которого прожигает пленку 17, а затем воспламеняет состав воспламенителя 16. Последний, сгорая, воспламеняет пороховой заряд 13. При сгорании порохового заряда 13 возникает реактивная сила, раскручивающая ротор 3 до скоростей порядка 30 тыс. об./мин, что обеспечивается соответствующей массой ротора 3, скоростью его вращения и скошенными тангенциальными соплами 14. При этом на внутреннюю кольцевую рамку 5 действует гироскопический момент, удерживающий наружную кольцевую рамку 4, а следовательно, и аэродинамическую плоскость 10 в первоначальном положении. При возникновении крена корпуса головной части ракеты относительно продольной оси в ту или другую сторону начинает действовать на плоскость 10 гироскопический момент от ротора 3, возвращающий корпус 2 головной части в исходное положение.
В сравнении с известными техническими решениями предложенная инерциальная система управления ракетой выгодно отличается простотой конструкции. При этом обеспечивается пространственная стабилизация крена головной части (при вращающемся корпусе ракеты), что позволяет осуществлять направленный отстрел реактивных снарядов от корпуса ракеты вбок, которые в свою очередь позволяют осуществлять выброс элементов воздействия на облачную среду на траектории их полета.
Изобретение относится к трубостроению и может быть использованно для управления управляемых летательных аппаратов. Целью изобретения является упрощение конструкции инерциальной системы управления подвижным объектом. Выполнение наружной рамки гироскопа в кардановом подвесе в виде цилиндра, установленного в корпусе с возможностью вращения вокруг продольной оси объекта, и соединение ее с рулем управления через зубчатую передачу обеспечивает значительное упрощение конструкции системы. 3 ил.
ИНЕРЦИАЛЬНАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОДВИЖНЫМ ОБЪЕКТОМ, содержащая корпус, свободный гироскоп с ротором в кардановом подвесе с внутренней и наружной рамками, руль управления, с которым связана наружная рамка, отличающаяся тем, что, с целью упрощения конструкции инерциальной системы, наружная рамка выполнена в виде цилиндра, установленного в корпусе с возможностью вращения вокруг продольной оси объекта, и связана с рулем управления через вновь введенную зубчатую передачу, выполненную в виде зубчатой рейки, расположенной на ружной цилиндрической поверхности наружной рамки, и зубчатого колеса, установленного на оси вращения руля управления, при этом ротор гироскопа выполнен с пороховым зарядом и тангенциальными соплами.
| Браславский Д.А | |||
| и др | |||
| Авиационные приборы, М.: Машиностроение, 1964, с.647-649. |
