СПОСОБ ЗАПУСКА ПРОТИВОТАНКОВОЙ УПРАВЛЯЕМОЙ РАКЕТЫ И ПРОТИВОТАНКОВАЯ УПРАВЛЯЕМАЯ РАКЕТА Российский патент 2008 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к области ракетной техники, а более конкретно к противотанковым управляемым ракетам с пороховым гироскопическим прибором в системе управления.

В конструкциях современных управляемых ракет (снарядов) нашли широкое распространение гироскопические приборы, являющиеся важным элементом системы управления, ротор у которых разгоняется (раскручивается) истекающими через тангенциальные сопла пороховыми газами. При этом за короткий промежуток времени ротор может разгоняться до ста тысяч оборотов в минуту, обеспечивая тем самым необходимый кинетический момент для поддержания стабильности его положения в пространстве в течение всего полетного времени управляемой ракеты (снаряда).

Известны способ запуска противотанковой управляемой ракеты и противотанковая управляемая ракета для его осуществления [1], являющиеся ближайшим аналогом (прототипом) предлагаемого технического решения. Данный способ запуска противотанковой управляемой ракеты (ПТУР) и ее устройство заключаются в следующем.

ПТУР имеет следующие основные узлы: боевую часть, ракетный двигатель, аппаратуру управления, линию связи, преимущественно проводную, и установленный на карданном подвесе гироскопический прибор, ротор которого снабжен сопловыми отверстиями и пороховым вкладным зарядом в виде цилиндрической шашки. Рассматриваемая ПТУР выстреливается из транспортно-пускового контейнера, а ее управление осуществляется с пусковой установки по проводной линии связи. При этом перед выстреливанием ракеты в транспортно-пусковом контейнере воспламеняется от электровоспламенителя пороховой заряд в роторе гироскопического прибора. Истекающие через тангенциальные сопла ротора пороховые газы раскручивают ротор, создавая необходимый кинетический момент, обеспечивая тем самым его стабильное положение относительно осей координат, связанных с пусковой установкой, в течение всего полетного времени управляемой ракеты. Гироскопический прибор обеспечивает согласование команд управления, вырабатываемых пусковой установкой, с системой координат управляемой ракеты, т.е. распределяет команду по курсу и тангажу для электромагнитного привода посредством ламельного датчика, в зависимости от пространственного положения управляемой ракеты в процессе полета. Движение на траектории обеспечивается маршевым ракетным двигателем, а воздействие на цель - подрывом боевой части.

Однако, как показала отработка такой конструкции, имеют место случаи недогорания заряда в роторе гироскопического прибора при минусовых температурах, что может привести к уменьшению энергетики порохового заряда, а также к увеличению дебаланса ротора и, как следствие, уменьшению точности работы гироскопического прибора. Все это может привести к снижению надежности и точности управления ракетой на траектории. Точность может снижаться как за счет снижения числа оборотов ротора (т.е. снижения его кинетического момента), так и появления «шумов» при снятии сигналов с датчика координат, токосъемники которого кинетически связаны с осью ротора. Данное явление обусловлено большим дебалансом ротора, который может возникать из-за остатков порохового заряда.

Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение точности и надежности наведения ПТУР за счет уменьшения дебаланса ротора гироскопического прибора путем исключения недогорания порохового заряда в условиях боевого применения управляемой ракеты при минусовых температурах.

Для достижения поставленной задачи в способ запуска противотанковой управляемой ракеты, заключающийся в выстреливании ракеты и наведении ее на цель с определением ее положения по курсу и тангажу бортовым гироскопическим прибором, введены следующие операции:

- перед выстреливанием ракеты разгоняют ротор гироскопического прибора и при этом создают высокочастотную вибрационную нагрузку на ротор в направлении, перпендикулярном оси его вращения;

- в конце разгона ротора гироскопического прибора осуществляют разрушение его порохового заряда для повышения давления пороховых газов внутри ротора.

Поставленная техническая задача решается также конструкцией ПТУР, содержащей боевую часть, ракетный двигатель, аппаратуру управления, линию связи, преимущественно проводную, и установленный на карданном подвесе гироскопический прибор, ротор которого снабжен сопловыми отверстиями и пороховым вкладным зарядом в виде цилиндрической шашки, где:

- внутренняя рамка карданного подвеса выполнена замкнутой и охватывающей наружную поверхность ротора и снабжена рядом радиальных отверстий, симметрично расположенных по окружности в плоскости сопловых отверстий;

- суммарная длина отверстий в упомянутой плоскости составляет 0,3-0,6 длины окружности;

- пороховой заряд своей наружной поверхностью размещен на кольцевых выступах одного диаметра, образованных на внутренней цилиндрической поверхности ротора.

Положительный эффект достигается за счет улучшения условий горения порохового заряда и полного выгорания в конце разгона ротора в условиях боевого применения ПТУР при минусовых температурах.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид ПТУР, на фиг.2 - общий вид гироскопического прибора в разрезе, на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2, на фиг.4 - выров I на фиг.2.

ПТУР содержит боевую часть 1, ракетный двигатель 2, аппаратуру управления 3 с гироскопическим прибором 4, проводную линию связи 5. Гироскопический прибор содержит цилиндрический ротор 6 с соплами 7, пороховым зарядом 8, пиротехническим воспламенителем 9. Пороховой заряд своей наружной поверхностью размещен на кольцевых выступах 10. Ротор установлен на осях 11 во внутренней 12 рамке, которая размещена в наружной 13 рамке карданного подвеса, и связан с датчиком координат 14. Во внутренней рамке 12 на наружной цилиндрической поверхности образованы симметрично расположенные отверстия 15, которые занимают 0,3-0,6 длины окружности этой поверхности в сечении плоскости, проходящей через оси сопел 7. Ротор заарретирован арретиром в виде гайки 16, навинченной на ось ротора и связанной гибкой связью, например пружиной 17, с основанием 18. Стрелками Б показано направление истечения пороховых газов от сгорания порохового заряда.

Работа описанного устройства заключается в следующем. Перед запуском ракеты из ствола-контейнера подается ток на поджиг пиротехнического воспламенителя 9, газами которого воспламеняется пороховой заряд 8. За счет реактивной силы, возникающей при истечении пороховых газов через сопла 7, ротор начинает набирать обороты. При этом сопла проходят при вращении ротора попеременно то под отверстиями 15 во внутренней рамке, то под перемычками между ними. При этом образуется под перемычками повышение местного давления истекающих газов. За счет этого создается вибрационная нагрузка на ротор в направлении, перпендикулярном его оси вращения. Эта вибрационная нагрузка обеспечивает высокочастотное колебание ротора в этом же направлении в пределах допусков опорных подшипников, ведя к исключению «слипания» поверхностей порохового заряда 8 с внутренней «холодной» поверхностью ротора при минусовых температурах. А это, в свою очередь, обеспечивает равномерное горение порохового заряда по всей его поверхности, исключая зоны с увеличенным сводом горения (разностенность), приводящие к недогоранию заряда в конце его работы. При этом соотношение длин отверстий к длине окружности в этом сечении 0,3-0,6 позволяет получать повышение местного давления, воздействующего на ротор, достаточное для высокочастотного колебания его. При меньшем значении соотношения, чем 0,3 увеличивается относительная величина перемычек между отверстиями, что приводит к повышению местного давления, влияющего уже на величину давления внутри ротора. Это будет влиять на процесс горения порохового заряда, ведя к нерасчетному процессу горения и снижению надежности работы гироскопического прибора.

Соотношение длин более 0,6 ведет к уменьшению относительной величины перемычек между отверстиями и уменьшению местного давления под перемычками, что ведет к исключению высокочастотных колебаний ротора при горении порохового заряда и, тем самым, к появлению недогоревших остатков заряда в роторе.

Это также снижает точность гироскопического прибора по описанным выше причинам. При достижении ротором необходимого числа оборотов свинчивается с его оси 11 гайка 16 и происходит разарретирование ротора. При дальнейшем горении пороховой заряд достигает такой толщины горящего свода, что он не выдерживает перегрузок и разламывается по стрелке В, так как между цилиндрической поверхностью порохового заряда и стенкой ротора всегда имеется зазор, обусловленный кольцевыми выступами 10 на внутренней поверхности ротора.

При разрушении заряда образуется дополнительная поверхность горения, что ведет к повышению давления внутри ротора и к более интенсивному горению порохового заряда, так как скорость горения баллистических порохов зависит от величины давления в камере сгорания. Такое горение порохового заряда исключает его загасание в конце горения и налипание на сравнительно холодные стенки ротора, что снижает дебаланс ротора. Так как время горения порохового заряда не превышает нескольких десятых долей секунды (обычно, не более 0,3 с), то вибрационная нагрузка на ротор не ведет к снижению точности гироскопического прибора ввиду того, что ПТУР еще находится на пусковой установке.

Устранение же вибрации ротора и связанных с ним элементов датчика координат при минусовых температурах после горения порохового заряда (после разгона ротора) существенно снижает «шумы» в датчике координат и, тем самым, повышает точность его работы.

Без использования указанного способа запуска ПТУР и приведенных конструктивных решений остатки порохового заряда в роторе могут достигать 30% его первоначального веса, а вибрация ротора при этом ведет к появлению «шумов» в датчике координат, которые могут привести к промаху ракеты.

Кроме этого, более полное сгорание порохового заряда увеличивает запас кинетической энергии ротора, что ведет к повышению точности гироскопического прибора и, как следствие, к повышению точности и надежности наведения ПТУР.

По предложенному техническому решению изготовлена опытная партия противотанковых управляемых ракет, которые прошли лабораторно-стендовые и стрельбовые испытания с положительными результатами.

Источники информации

1. Управляемый реактивный снаряд 9М113. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. - Военное издательство Министерства Обороны СССР, Москва - 1978. - прототип.

Изобретении относится к области ракетной техники, а более конкретно к противотанковым управляемым ракетам (ПТУР) с пороховым гироскопическим прибором в системе управления. Способ запуска противотанковой управляемой ракеты включает выстреливание ракеты с последующим наведением ее на цель с использованием бортового гироскопического прибора с пороховым зарядом. Перед выстреливанием ракеты разгоняют ротор гироскопического прибора и создают высокочастотную вибрационную нагрузку на него в направлении, перпендикулярном оси его вращения. В конце разгона ротора гироскопического прибора осуществляют разрушение его порохового заряда для повышения давления пороховых газов внутри ротора. Противотанковая управляемая ракета содержит боевую часть, ракетный двигатель, аппаратуру управления, линию связи, преимущественно проводную. На карданном подвесе установлен гироскопический прибор, ротор которого снабжен сопловыми отверстиями и пороховым вкладным зарядом в виде цилиндрической шашки. Внутренняя рамка карданного подвеса выполнена замкнутой и охватывающей наружную поверхность ротора. Кроме того внутренняя рамка снабжена рядом радиальных отверстий, симметрично расположенных по окружности в плоскости сопловых отверстий. Суммарная длина отверстий в упомянутой плоскости составляет 0,3-0,6 длины окружности, а пороховой заряд своей наружной поверхностью размещен на кольцевых выступах одного диаметра, образованных на внутренней цилиндрической поверхности ротора. Уменьшается дебаланс ротора и повышается точность и надежность наведения ПТУР. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

1. Способ запуска противотанковой управляемой ракеты, включающий выстреливание ракеты с последующим наведением ее на цель с использованием бортового гироскопического прибора с пороховым зарядом, отличающийся тем, что перед выстреливанием ракеты разгоняют ротор гироскопического прибора, создают высокочастотную вибрационную нагрузку на ротор в направлении, перпендикулярном оси его вращения, а в конце разгона ротора гироскопического прибора осуществляют разрушение его порохового заряда для повышения давления пороховых газов внутри ротора.2. Противотанковая управляемая ракета, содержащая боевую часть, ракетный двигатель, аппаратуру управления, линию связи, преимущественно проводную, и установленный на карданном подвесе гироскопический прибор, ротор которого снабжен сопловыми отверстиями и пороховым вкладным зарядом в виде цилиндрической шашки, отличающаяся тем, что внутренняя рамка карданного подвеса выполнена замкнутой и охватывающей наружную поверхность ротора и снабжена рядом радиальных отверстий, симметрично расположенных по окружности в плоскости сопловых отверстий, при этом суммарная длина отверстий в упомянутой плоскости составляет 0,3-0,6 длины окружности, а пороховой заряд своей наружной поверхностью размещен на кольцевых выступах одного диаметра, образованных на внутренней цилиндрической поверхности ротора.