УПРАВЛЯЕМЫЙ СНАРЯД Российский патент 2003 года по МПК F42B15/01 

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к средствам борьбы с танками и другими малоразмерными целями, а именно к управляемым снарядам, вращающимся на траектории полета.

Известна "Вращающаяся ракета" [1], которая имеет крылья для вращения в полете, боевую часть с взрывателем, аппаратуру управления с гироскопом и источником питания. Ее недостатком является то, что на исполнительное устройство сигнал от гироскопа подается при достижении ракетой заданной скорости вращения, что приводит к большому разбросу срабатывания исполнительного устройства по дальности.

Известен "Управляемый снаряд" [2], выбранный в качестве прототипа, который содержит боевую часть с электрическим взрывателем, бортовую аппаратуру управления, гироскоп с импульсным датчиком угла крена, источник тока, цепь питания взрывателя, а также сдвиговый регистр, выход которого подключен к электрическому взрывателю, вход синхронизации - к выходу импульсного датчика угла крена гироскопа, а вход регистра к источнику тока.

В этом устройстве взведение взрывателя (снятие блокировки) происходит при достижении снарядом заранее определенного числа оборотов вокруг его продольной оси (по крену) от момента старта. Это обеспечивает безопасность расчета комплекса, стреляющего управляемым снарядом, и повышение эффективности управляемого снаряда за счет сокращения ближней дальности поражения цели.

Недостатками этого устройства является недостаточно высокая безопасность расчета комплекса, стреляющего управляемым снарядом, т.к. несанкционированное замыкание головных контактов, например, в процессе хранения снарядов или в боевой обстановке при механических внешних воздействиях на него может привести (во время переходных процессов в электронных узлах взведения) к подрыву снаряда. Кроме того, отсутствие предварительной установки сдвигового регистра в начальное состояние и подключении им источника тока к электрическому взрывателю приведет к невысокой эффективности взведения боевой части за счет низкой стабильности ближней дальности поражения цели.

Задачей настоящего изобретения является повышение эффективноста взведения боевой части при повышении безопасности расчета.

Поставленная задача решается за счет того, что в управляемый снаряд, вращающийся по крену, содержащий исполнительный механизм подрыва боевой части, бортовую аппаратуру управления, гироскоп с импульсным датчиком вращения, источник тока и сдвиговый регистр, вход синхронизации которого соединен с выходом импульсного датчика вращения, введены устройство установки в исходное состояние, источник логического уровня и последовательно соединенные предохранительное устройство и электронный ключ, при этом выход устройства установки в исходное состояние подключен ко входу установки сдвигового регистра в начальное состояние, информационный вход сдвигового регистра соединен с источником логического уровня, выход сдвигового регистра подключен к управляющему входу электронного ключа, второй выход которого соединен с исполнительным механизмом подрыва боевой части, а источник тока подключен ко входу предохранительного устройства.

На чертеже приведена структурная электрическая схема устройства, где представлены: 1 - устройство установки в исходное состояние; 2 - импульсный датчик вращения гироскопа; 3 - сдвиговый регистр; 4 - предохранительное устройство; 5 - электронный ключ; 6 - исполнительный механизм подрыва боевой части, E₁ - источник логического уровня; J₁ - источник тока.

Выход устройства установки в исходное состояние 1 соединен со входом установки в исходное состояние (входы "R" или "S") сдвигового регистра 3, информационный вход которого (вход "D") подключен к источнику логического уровня E₁, выход импульсного датчика вращения гироскопа 2 соединен со входом синхронизации (вход "С") сдвигового регистра 3, выход сдвигового регистра 3 соединен с управляющим входом электронного ключа 5, который подключает через свои коммутируемые контакты через предохранительное устройство 4 к исполнительному механизму подрыва боевой части 6 источник тока J₁.

Устройство установки в исходное состояние 1 может быть выполнена, например, как дифференцирующая цепь, формирующая из скачка напряжения питания (в момент его включения) одиночный импульс напряжения питания (единичный логический уровень), либо можно использовать цепь (устройство), формирующую импульс напряжения для срабатывания механизма запуска раскрутки ротора гироскопа и т.д. Импульсный датчик вращения гироскопа 2 идентичен импульсному датчику угла крена гироскопа в прототипе. В качестве регистра сдвига 3 можно использовать, например, микросхему 564ИР2. Предохранительное устройство 4 - механический ключ, контакты которого в исходном состоянии разомкнуты и замыкаются с фиксацией, например, грузиком под действием механической перегрузки, электромагнитного поля соленоида и т.д. после окончания установки сдвигового регистра 3 в исходное состояние. Электронный ключ 5 - обычный, например, биполярный транзистор в ключевом режиме.

Источник логического уровня E₁ - источник единичного логического уровня при установке в начальное исходное состояние, соответствующее нулевому логическому уровню всех разрядов сдвигового регистра 3, либо Е₁ - нулевой логический уровень при установке в начальное состояние всех разрядов регистра в единичный логический уровень.

Конструктивно радиоэлементы блокировки подрыва боевой части и гироскоп с импульсным датчиком вращения расположены в бортовой аппаратуре управления.

Устройство работает следующим образом. В первоначальный момент времени (перед пуском) снаряда при подаче напряжения питания из него формируется одиночный импульс положительной полярности устройством установки в исходное состояние 1. Этот импульс поступает, например, на вход "R" сдвигового регистра 3 и выставляет на его выходах нулевые логические уровни. После пуска снаряда, при полете его в атмосфере, например, параллельно поверхности земли, за счет аэродинамических плоскостей (стабилизаторов), установленных под небольшим углом к продольной оси снаряда, создается вращение его по крену, при этом импульсный датчик вращения 2 формирует креновые импульсы, например, за один оборот один импульс. Эти импульсы поступают на синхронизирующий вход (вход "С") сдвигового регистра 3, информационный вход которого (вход "D") подключен к источнику опорного напряжения E₁ - логической единицы.

Таким образом, при наличии первого кренового импульса его фронтом (перепадом напряжения из логическою нуля в логическую единицу) на первом выходе (2^o) сдвигового регистра 3 пропишется единичный логический уровень. Вторым креновым импульсом запишется логическая единица по второму выходу (2¹) и так далее вплоть до четвертого - выход сдвигового регистра 2³. Следовательно, на выходах сдвигового регистра 2, 2¹, 2² и 2³ будут наблюдаться перепады напряжения из логического нуля в логическую единицу соответственно после первого, второго, третьего и четвертого креповых импульсов, при этом установленный единичный уровень будет сохраняться до конца полета при наличии напряжения питания. В случае необходимости сдвиговый регистр 3 можно нарастить еще на четыре разряда и т.д.

Требуемый выход сдвигового регистра 3, например, соответствующий четвертому креновому импульсу, подключают ко входу электронного ключа 5. При появлении на нем единичного логического уровня ключ 5 замыкает цепь и подключает источник тока J₁ через предохранительное устройство 4 к исполнительному механизму 6. Предохранительное устройство 4 предназначено для исключения прохождения импульсов со сдвигового регистра 3 на время переходных процессов (до момента установки его в начальное состояние от устройства 1). Исполнительный механизм 6 приводится в рабочее состояние и готов для подрыва боевого заряда.

Поскольку траектория полета снаряда представляет собой винтовое движение, слагаемое из прямолинейного поступательного движения со скоростью v и вращения с угловой скоростью ω вокруг своей оси, то
v = p•ω (1),
где р - параметр винта (стабилизаторов, создающих вращательное движение [3]).

Таким образом, расстояние S, пройденное снарядом, например при равномерном движении, определится как
S = v•t = p•ω•t = p•N (2),
где N - количество оборотов, т.к. ω можно рассматривать как количество оборотов за единицу времени.

Как следует из выражения 2, при N=const, S=const, при этом величина пройденного пути S также определяется произведением v • t с отличием на постоянный коэффициент р, характеризующий данную, повторяемую в процессе производства, аэродинамическую конструкцию, при этом характер изменения скорости v не оказывает влияния на величину S, определяемую по величине N.

Введение в управляемый снаряд устройства установки в исходное состояние, источника логического уровня, электронного ключа и предохранительного устройства при исключении влияния скорости полета управляемой ракеты на дальность снятия блокировки повысило безопасность расчета комплекса и эффективность взведения боевой части за счет высокой стабильности взведения для ближней дальности поражения цели.

Источники информации
1. Патент Великобритании 1188651, 1970, кл. F 42 B 15/00.

2. Патент России 2114383, 1998, МПК⁶ F 42 В 15/00.

3. "Физический энциклопедический словарь", гл. редактор А.М. Прохоров, Москва, "Сов. энциклопедия", 1984 г., стр.77.

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к средствам борьбы с танками и другими малоразмерными целями, а именно к управляемым снарядам, вращающимся на траектории полета. Технический результат - повышение эффективности взведения боевой части при повышении безопасности расчета. Описан управляемый снаряд, вращающийся по крену, содержащий исполнительный механизм подрыва боевой части, бортовую аппаратуру управления, гироскоп с импульсным датчиком вращения, источник тока и сдвиговый регистр, вход синхронизации которого соединен с выходом импульсного датчика вращения. В управляемый снаряд введены устройство установки в исходное состояние, источник логического уровня и последовательно соединенные предохранительное устройство и электронный ключ, что позволило при исключении влияния скорости полета управляемой ракеты на дальность снятия блокировки повысить безопасность расчета комплекса и эффективность взведения боевой части за счет высокой стабильности взведения для ближней дальности поражения цели. 1 ил.

Управляемый снаряд, вращающийся по крену, содержащий исполнительный механизм подрыва боевой части, бортовую аппаратуру управления, гироскоп с импульсным датчиком вращения, источник тока и сдвиговый регистр, вход синхронизации которого соединен с выходом импульсного датчика вращения гироскопа, отличающийся тем, что в него введены устройство установки в исходное состояние, источник логического уровня и последовательно соединенные предохранительное устройство и электронный ключ, при этом выход устройства установки в исходное состояние подключен ко входу установки сдвигового регистра в начальное состояние, информационный вход сдвигового регистра соединен с источником логического уровня, выход сдвигового регистра подключен к управляющему входу электронного ключа, второй выход которого соединен с исполнительным механизмом боевой части, а источник тока подключен ко входу предохранительного устройства.