ГИРОСКОПИЧЕСКИЙ ПРИБОР Российский патент 1998 года по МПК G01C19/12 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к гироскопическим приборам малогабаритных вращающихся по крену управляемых ракет, используемым, например в качестве датчика угла пеленга ракеты при движении по траектории.

Известен гироскопический прибор [1], содержащий установленный в кардановом подвесе ротор со встроенными в его камере пороховым зарядом и электровоспламенителем и снабженный соплами на ободе.

Данная конструкция выполнена по типу гиромотора совмещенного типа, в котором ротор выполняет двойную функцию.

Вначале он используется в качестве разгонной реактивной турбины, а затем после достижения максимальных оборотов работает на выбеге как собственно ротор гироскопического прибора.

Данное устройство, имея за счет энергоемкого порохового разгона достаточно высокую угловую скорость вращения ротора, а следовательно кинетический момент, тем не менее не обеспечивает достаточной точности гироскопического прибора из-за больших уходов оси ротора вследствии наличия значительных возмущающих моментов, обусловленных загрязнением подшипников, увеличенными для компенсации температурных деформаций деталей люфтами, а следовательно значительными дебалансами.

Кроме того, в конце процесса горения происходит разрушение порохового заряда, вызывающее его неполное сгорание, а следовательно наличие остатков в камере сгорания, которое обуславливает увеличение остаточного дебаланса ротора, что при выбеге также приводит к повышенным уходам.

Из известных гироскопических приборов наиболее близким к предложенной конструкции решением по своей технической сущности является гироскопический прибор [2], содержащий ротор с лунками, установленный на кардановом подвесе, разгонный двигатель с газовыми соплами, снабженный пороховым зарядом и электровоспламенителем, корпус, арретир и датчик угла.

В данной конструкции гироскопического прибора с гиромотором разобщенного типа за счет конструктивного вынесения разгонного двигателя за пределы ротора снижается его тепломеханическое воздействие на ротор, что в некоторой степени снижает величину уходов оси ротора.

Кроме того, за счет размещения порохового заряда вне ротора исключается влияние его остатков на работу гироскопического прибора на выбеге ротора.

Однако данной конструкции гироскопического прибора, снабженной лунками на роторе (активной турбиной), присущи также существенные недостатки: неравномерный температурный прогрев карданового подвеса и ротора, также, хотя и в меньшей степени, загрязнение подшипниковых опор частицами продуктов сгорания пороха, что оказывает влияние на процессы как разгона, так и выбега и потери энергии газа при его взаимодействии с лунками активной турбины.

Значительный прогрев опор (особенно размещенных в зоне лунок опор ротора) предполагает назначение по осям гироскопического прибора увеличенных осевых и радиальных люфтов, компенсирующих температурные деформации деталей, что ограничивает величины дебелансов по осям.

В данной конструкции даже при наличии сбросового отверстия в корпусе происходит заполнение полости ротора горячими газами, а следовательно засорение подшипниковых опор.

Оба эти фактора определяют наличие в данной конструкции значительных возмущающих моментов от делебанса вдоль оси ротора и увеличенных моментов трения в подшипниковых опорах из-за загрязнения продуктами сгорания порохового заряда.

Наличие значительных возмущающих моментов по осям гироскопического прибора даже при больших величинах кинетического момента ротора не обеспечивает достаточных величин уходов оси ротора, а следовательно точностных характеристик гироскопического прибора.

Кроме того, размещение арретира на корпусе в непосредственной близости от сопел вызывает его значительный прогрев, а следовательно предполагает наличие в нем повышенных зазоров, что также снижает точность измерения углов пеленга. При аномальном горении порохового заряда в данной конструкции происходит неравномерное осаждение в лунках ротора его продуктов сгорания, а следовательно увеличивается остаточный дебаланс ротора.

При этом в данном устройстве в подшипниковые опоры попадают продукты сгорания и несгоревшие частицы пороха не только из сопел в процессе разгона ротора, но и осевшие на быстровращающийся ротор и отделившиеся от него в процессе выбега.

Потери энергии газа при разгоне активной турбиной вызваны малыми размерами лунок по сравнению с взаимодействующей с ними газовой струей. Это характерно практически для всех малогабаритных гироскопов.

Изобретение актуально в связи с тем, что требования к основным выходным характеристикам гироскопических приборов, в частности точности измерения углов пеленга, постоянно повышаются в условиях ограничения массогабаритных характеристик и требований по простоте конструкции и изготовления.

Задачей изобретения является повышение точности измерения углов пеленга путем уменьшения величины ухода оси ротора за счет повышения его оборотов и снижения тепломеханического воздействия порохового разгонного двигателя на ротор.

Для достижения задачи в гироскопическом приборе, содержащем корпус с кольцевым фланцем для его крепления, ротор, установленный в кардановом подвесе, разгонный двигатель, снабженный газовыми соплами, пороховым зарядом и электровоспламенителем, арретир и датчик угла, разгонный двигатель выполнен в виде реактивной турбины, пороговой заряд и электровоспламенитель размещены в камере реактивной турбины, а газовые сопла выполнены тангенциальными на ободе реактивной турбины, которая размещена в изолированной от ротора полости корпуса и соединена с ротором через соосное ротору отверстие в стенке полости с помощью разъемного шлицевого соединения, имеющего газовое уплотнение, а в корпусе за привалочной плоскостью кольцевого фланца для его крепления со стороны, противоположной ротору, выполнены сбросовые газоотводные каналы, причем соосно реактивной турбине с охватом тангенциальных сопел размещен кольцевой экран, на противоположной от ротора внешней поверхности стенки полости установлен арретир, включающий гайку, навинченную на цапфу реактивной турбины, а контакты токоподвода к электровоспламенителю установлены на гайке.

Сущностью данного изобретения является использование энергии порохового газа для получения высокой угловой скорости ротора со значительно большим коэффициентом полезного действия с одновременным максимальным ограничением тепломеханического воздействия порохового разгонного двигателя на ротор за счет их изолирования.

На фиг. 1 показан предлагаемый гироскопический прибор, общий вид; на фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1.

Гироскопический прибор содержит ротор 1 (фиг. 1), установленный на шарикоподшипниках 2 на внутреннем кардановом подвесе, состоящем из вилки 3 (внутренней рамки) и крестовины 4 (наружной рамки), разгонный двигатель 5, снабженный газовыми соплами 6, корпус 7, арретир 8 и датчик угла 9.

Внутренний кардановый подвес объединен посредством подшипников 10 и полуосей 11 и закреплен на корпусе 7 через вилку 12.

На периферии ротора 1 равномерно по окружности установлены балансировочные винты 13, обеспечивающие уравновешивание относительно его оси вращения, а на его резьбовой части размещена балансировочная гайка 14, обеспечивающая уравновешивание относительно осей карданового подвеса 3, 4.

Разгонный двигатель 5 выполнен в виде реактивной пороховой турбины 15 со встроенными в ее камере пороховым зарядом 16 и электровоспламенителем 17 и тангенциальными соплами 6 на ободе (фиг. 2).

Турбина 15 размещена в изолированной от ротора 1 полости 18 со сбросовыми газоотводными каналами 19, которые выполнены за привалочной плоскостью 20 кольцевого фланца 21 крепления корпуса 7 в другом объекте со стороны, противоположной ротору 1.

Теплоизоляция обеспечивается также за счет установки турбины 15 в подшипниках скольжения 22, точные и соосные ротору 1 отверстия которых обеспечивают газовое уплотнение, а также кольцевого экрана 23, размещенного соосно турбине 15 с охватом тангенциальных сопел 6.

Турбина 15 соединена с ротором 1 разъемным шлицевым соединением, включающим подпружиненную шлицевую втулку 24, удерживаемую фиксатором 25.

На противоположной от ротора 1 внешней поверхности стенки полости 18 установлен арретир 8, удерживающий ротор 1 в исходном положении, включающий гайку 26, навинченную на цапфу турбины 15 и направляющие 27, закрепленные на корпусе 7.

На гайке 26 установлены корпусной и изолированный от корпуса контакты 28, обеспечивающие токоподвод к электровоспламенителю 17 порохового заряда 16.

В отверстиях датчика угла 9 установлены элементы оптронной пары в виде источника (излучающего диода 29) и приемника излучения (фотодиода 30), а на торце ротора 1 закреплено зеркало 31.

Гироскопический прибор работает следующим образом. При подаче импульса тока на контакты 28 происходит срабатывание электровоспламенителя 17 и загорание порохового заряда 16.

Истекающие из сопел 6 струи горячего порохового газа создают движущий момент, который прикладывается к ротору 1 через разъемное шлицевое соединение, включающее втулку 24.

Охват сопел 6 кольцевым экраном 23 осуществляет адсорбцию и охлаждение частиц продуктов сгорания порохового заряда, при этом происходит отбор тепла на внешнюю относительно ротора 1 стенку изолированной полости 18, а количество частиц из очищенного порохового газа, попадающих в газовое уплотнение подшипников скольжения 22 значительно уменьшается, что обеспечивает минимальный момент трения в них.

Горячий газ сбрасывается из изолированной полости 18 через газоотводные каналы 19 в сторону, противоположную стенок корпуса 7, в полости которого размещен ротор 1, за счет расположения кольцевого фланца 21, что также обеспечивает теплоизоляцию ротора 1 и карданового подвеса 3, 4.

Через определенный промежуток времени после совершения турбиной 15 нескольких оборотов с ее резьбовой цапфы свинчивается перемещающаяся по направляющим 27 гайка 26 арретира 8.

Происходит разгон двух инерционных масс в виде ротора 1 и турбины 15 до максимальных оборотов.

Затем после смещения по стрелке Б фиксатора 25 и перемещения по стрелке B шлицевой втулки 24 происходит отделение ротора 1 от инерционной массы турбины 15.

Ротор 1 становится свободным, приобретает гироскопические свойства и его главная ось в дальнейшем сохраняет свое положение в пространстве.

При движении ракеты на траектории происходит отклонение ее продольной оси, а значит продольной оси корпуса 7 гироскопического прибора от первоначального направления, при этом между этой осью и главной осью гироскопа образуется угол пеленга, который измеряется датчиком угла 9 за счет фиксации фототока с фотодиода 30, соответствующего изменению светового потока излучающего диода 29, отраженного от зеркала 31.

Измеренный электрический сигнал поступает в блок электронной аппаратуры ракеты.

Таким образом, совокупность признаков предлагаемого гироскопического прибора обеспечивает использование с высоким коэффициентом полезного действия энергии порохового газа для получения высокой угловой скорости ротора с одновременным максимальным снижением тепломеханического воздействия порохового разгонного двигателя на ротор за счет их изолирования, а также выставку в зааретированном положении и в момент отделения ротора точного взаимного положения главной оси гироскопа и продольной оси корпуса гироскопического прибора, что обеспечивает значительное снижение величины ухода оси ротора, а в конечном счете повышает точность измерения углов пеленга.

Кроме того, использование ротора только по основному назначению, отсутствие на нем дополнительных функций, например, его разгона и защиты подшипниковых опор, а следовательно, исключение на нем лунок для разгона, фланца для защиты опор ротора обеспечивает выполнение ротора оптимальной формы, например в виде диска, который при относительно небольшом весе ротора обеспечивает получение значительной маховой массы, что снижает момент трения в опорах ротора и подвеса, а следовательно, величину ухода оси ротора.

При этом, совокупность признаков предлагаемого гироскопического прибора обеспечивает также по сравнению с прототипом повышение надежности в процессе работы на траектории и при эксплуатации, например транспортировании, за счет резьбового арретира с определенным моментом затяжки.

Кроме того, размещение датчика угла пеленга вне действия частиц продуктов сгорания пороха позволяет получить с него более качественный электрический сигнал для блока электронной аппаратуры ракеты.

Источники информации.

1. Патент Франции, N 1.274.793, МКИ F 41 H, 1959 г., публ. 1960 г.

2. Патент США, N 3.142.184, Нац. кл. 74-5.12, 1961 г., публ. 1964 г.

Гироскопический прибор предназначен для использования на малогабаритных вращающихся по крену управляемых ракетах, например, в качестве датчика угла пеленга ракеты при движении по траектории. Задачей изобретения является повышение точности измерения углов пеленга путем уменьшения величины ухода оси ротора за счет повышения его оборотов и снижения тепломеханического воздействия порохового разгонного двигателя на ротор. Гироскопический прибор содержит корпус с кольцевым фланцем для его крепления. Ротор установлен в кардановом подвесе. Разгонный двигатель снабжен газовыми соплами, пороховым зарядом и электровоспламенителем. Разгонный двигатель выполнен в виде реактивной турбины. Пороховой заряд и электровоспламенитель размещены в камере реактивной турбины, а газовые сопла выполнены тангенциальными на ободе реактивной турбины. Турбина размещена в изолированной от ротора полости корпуса и соединена с ротором через соосное ротору отверстие в стенке полости с помощью разъемного шлицевого соединения, имеющего газовое уплотнение. В корпусе за привалочной плоскостью кольцевого фланца для его крепления со стороны, противоположной ротору, выполнены сбросовые газоотводные каналы. Соосно реактивной турбине с охватом тангенциальных сопел размещен кольцевой экран. На противоположной от ротора внешней поверхности стенки полости установлен арретир, включающий гайку, навинченную на цапфу реактивной турбины. Контакты токоподвода к электровоспламенителю установлены на гайке. Конструкция прибора обеспечивает уменьшение величины ухода оси ротора за счет повышения его оборотов и снижения тепломеханического воздействия разгонного двигателя на ротор. 2 ил.

Гироскопический прибор, содержащий корпус с кольцевым фланцем для его крепления, ротор, установленный в кардановом подвесе, разгонный двигатель, снабженный газовыми соплами, пороховым зарядом и электровоспламенителем, арретир и датчик угла, отличающийся тем, что разгонный двигатель выполнен в виде реактивной турбины, пороховой заряд и электровоспламенитель размещены в камере реактивной турбины, а газовые сопла выполнены тангенциальными на ободе реактивной турбины, которая размещена в изолированной от ротора полости корпуса и соединена с ротором через соосное ротору отверстие в стенке полости с помощью разъемного шлицевого соединения, имеющего газовое уплотнение, а в корпусе за привалочной плоскостью кольцевого фланца для его крепления со стороны, противоположной ротору, выполнены сбросовые газоотводные каналы, причем соосно реактивной турбине с охватом тангенциальных сопел размещен кольцевой экран, на противоположной от ротора внешней поверхности стенки полости установлен арретир, включающий гайку, навинченную на цапфу реактивной турбины, а контакты токоподвода к электровоспламенителю установлены на гайке.