УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПУСКА УПРАВЛЯЕМОГО СНАРЯДА
DEVICE FOR LAUNCHING GUIDED MISSLE

Изобретение относится к области оборонного машиностроения, в частности к устройствам для пуска управляемых снарядов, а именно к пусковым установкам закрытого, контейнерного типа, предназначенных для пуска управляемых снарядов.
Из уровня техники известно устройство вертикального старта ракеты с последующим отклонением ее в сторону цели, используемое при пуске ракет в зенитном комплексе «Тор», «Тор-1М» (см. А.Б. Широкорад, Энциклопедия отечественного ракетного оружия 1917-2002, Издательство ACT, Москва, 2003 г., стр. 222-227). При старте ракету выбрасывают из транспортно-пускового контейнера при помощи катапульты вверх со скоростью около 25 м/с, после чего склоняют ее в сторону цели на заданный угол, величину которого вводят со станции наведения в автопилот ракеты перед стартом. Склонение ракеты осуществляют за счет истечения газов через сопла газораспределителей, расположенных в корпусе аэродинамических рулей. Двигатель запускают либо на высоте 16-21 метр, либо через 1 секунду после пуска, либо по достижении угла склонения ракеты в 50° от вертикальной оси пускового устройства. Такое размещение и схема запуска ракеты являются не оптимальными, что обусловлено, в основном, использованием катапультного старта.
Известно устройство для пуска снаряда по патенту РФ на изобретение №2293283, кл. F42B 15/00, F42B 12/00, 2005 г., содержащее пусковую трубу-контейнер с установленными внутри нее снарядом с аэродинамическими рулями, маршевым двигателем и закрепленным на хвостовой части снаряда пороховым аккумулятором давления с пироинициатором. После подачи команды на пуск снаряда срабатывает сначала пироинициатор, а затем пороховой аккумулятор давления. Под воздействием газов, истекающих от аккумулятора давления, снаряд получает начальный импульс движения внутри пусковой трубы-контейнера. В течение времени задержки срабатывания маршевого двигателя снаряд совершает движение со скоростью, полученной от действия продуктов сгорания порохового аккумулятора давления, тем самым увеличивая свободный объем внутренней полости, образующейся между внутренними стенками трубы-контейнера и наружной поверхностью движущегося снаряда. К моменту срабатывания маршевого двигателя этот объем становится достаточно велик, что приводит к уменьшению начального пика давления внутри трубы-контейнера.
К недостаткам приведенного устройства следует отнести невозможность управления снарядом на начальном этапе полета после выхода из трубы-контейнера, невозможность управления процессом создания оптимального давления внутри контейнера для оптимизации энергетических затрат при пуске снарядов различной массы. Кроме того, в известном техническом решении для выброса снаряда из трубы-контейнера используется энергия как маршевого двигателя, так и порохового аккумулятора давления, т.е. перед моментом выхода снаряда из контейнера работают оба двигателя, что не позволяет уменьшить в достаточной мере толщину стенок контейнера, тем самым значительно снижая общий вес контейнера, а значит и устройства в целом.
Ряда указанных выше недостатков лишено устройство для запуска управляемого снаряда по патенту РФ на изобретение №2114371, кл. F41F 3/042, F42B 12/00, 1997 г., содержащее трубу-контейнер, внутри которой располагается снаряд со складывающимися аэродинамическими рулями и маршевым двигателем. В хвостовой части снаряда размещено несколько аккумуляторов давления, каждый из которых представляет собой корпус с двумя соплами и золотниковым устройством регулировки проходного сечения сопел. Внутри корпуса аккумулятора давления устанавливается заряд твердого топлива с пиросвечей. Запуск снаряда осуществляется посредством устройства пуска электрический сигнал, от которого передается на пиросвечи каждого аккумулятора давления, поджигающие заряд твердого топлива. Истекающие из сопел аккумуляторов давления газы заполняют полость между внутренней поверхностью трубы-контейнера и наружной поверхностью снаряда. Когда в полости создается давление, достаточное для выталкивания снаряда из контейнера, происходит высвобождение удерживающих снаряд захватов замка и снаряд покидает контейнер. В начале свободного полета после выхода из контейнера скорость снаряда невелика и аэродинамической силы для его эффективного управления недостаточно.
Для обеспечения требуемого направления управляемого полета на этом участке траектории используется газодинамическое управление благодаря изменению расхода газов, проходящих через сопла аккумулятора давления. Регулировка расхода осуществляется золотниковыми устройствами, каждое из которых кинематически связано с соответствующим аэродинамическим рулем.
Недостатком данного технического решения является необходимость обеспечения высокой прочности транспортно-пускового контейнера, что увеличивает его вес, а также возможность разрушения мембраны соплового блока маршевого двигателя ракеты при одновременном запуске всех газогенераторов. Данное устройство не позволяет управлять процессом создания оптимального давления внутри контейнера при пуске снарядов различной массы за счет изменения времени между срабатыванием аккумуляторов давления.
Технической проблемой, на решение которой направлено данное изобретение, является возможность управлять процессом создания оптимального давления внутри контейнера путем попеременного срабатывания аккумуляторов давления и заданием определенной величины времени между моментами срабатывания этих аккумуляторов давления.
Техническим результатом от использования предложенного технического решения является значительное снижение веса транспортно-пускового контейнера без изменения его прочностных характеристик.
Указанный технический результат достигается за счет использования устройства для пуска управляемого снаряда, содержащего корпус пускового контейнера с размещенным в нем снарядом с управляемыми посредством валов аэродинамическими рулями, установленные в хвостовой части снаряда аккумуляторы давления, каждый из которых снабжен пиропатроном, пиросвечей, парой сопел, расположенных перпендикулярно продольной оси снаряда и направленных противоположно друг другу, управляемым золотником, установленным соосно соплам и кинематически связанным с соответствующим валом соответствующего аэродинамического руля, и устройство управления пуском снаряда, выполненное в виде пульта подготовки пуска со встроенными в него задатчиками величин температуры окружающей среды, требуемой скорости и допустимой продольной нагрузки снаряда, расчетных значений изменения по времени давления в аккумуляторах давления и избыточного давления в корпусе пускового контейнера, блока формирования сигнала задержки запуска аккумуляторов давления, блока рулевых приводов и блока коммутации с аккумуляторной батареей, при этом вход блока задержки запуска аккумуляторов давления связан с выходом пульта подготовки пуска, а выход блока задержки запуска аккумуляторов давления связан с входом блока инерциальной системы управления, выходы которого в свою очередь связаны со входами блока рулевых приводов и блока коммутации, причем выход блока коммутации связан с пиросвечами попарно, а выход блока рулевых приводов связан с валами аэродинамических рулей. Предпочтительно, чтобы кинематическая связь между управляемым золотником и соответствующим валом соответствующего аэродинамического руля была выполнена в виде параллелограммного механизма.
одн.
зад
одн.
Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид устройства для пуска снаряда; на фиг. 2 - схема размещения аккумуляторов давления на снаряде; на фиг. 3 - разрез А-А на фиг. 2; на фиг. 4 - структурная схема устройства управления пуском снаряда; на фиг. 5 - сравнительные временные зависимости давления в транспортно-пусковом контейнере при одновременном запуске четырех аккумуляторов давления Р(t) и при времени задержки t=0,03 сек между запусками двух пар аккумуляторов давления Р(t); на фиг. 6 - параллелограммный механизм.
Устройство для пуска снаряда (фиг. 1) содержит контейнер 1 в виде трубы, в который помещен снаряд 2 с хвостовой частью 3 с образованием каморы 4. Контейнер 1 закрыт снизу донной частью 5, закрепляемой при помощи радиально расположенных винтов 6. Снаряд 2 снабжен складывающимися аэродинамическими рулями 7, которые удерживаются от раскрытия во время нахождения в контейнере 1 при помощи штырей 8, конструктивно связанных с закрепленным на снаряде 2 обтюратором 9. Внутри снаряда 2 размещаются аккумуляторы давления 10. Каждый аккумулятор давления 10 (фиг. 2, фиг. 3) снабжен двумя соплами 11, расположенными по оси, направленной вдоль хорды окружности наружной поверхности снаряда 2.
Аккумулятор давления 10 представляет собой корпус 12, закрытый крышкой 13 и снаряженный пиропатроном 14. Корпус 12 имеет предсопловые камеры 15 для накопления и выравнивания параметров, образующихся при горении пиропатрона 14 газов. Перед входом 16 в сопла 11 соосно им размещен в направляющих 17 золотник 18, который имеет возможность перемещаться в этих направляющих 17, уменьшая или увеличивая зазоры 19 между своими торцами 20 и входом 16 в сопла 11. Перемещение золотника 18 осуществляется реечной зубчатой передачей (шестерня 21, зубчатая рейка 22). Для воспламенения пиропатрона 14 в аккумуляторе давления 10 устанавливается пиросвеча 23. На донной части 5 контейнера 1 установлен замок 24 для удержания снаряда 2. Конструкция замка 24 аналогична конструкции замка устройства - прототипа. Зазор между контейнером 1 и снарядом 2 перекрывается обтюратором 9 для герметичного уплотнения каморы 4 устройства.
x
x
1
2
тpeб
доп
Устройство управления пуском ракеты (см. фиг. 4) содержит соединенные с блоком инерциальной системы управления 25 снаряда блок 26 рулевых приводов, блок 27 формирования сигналов задержки запуска аккумуляторов давления и блок коммутации 28 с подключенной к нему электрической батареей 29, связанный своими выходами попарно с пиросвечами 30, 31 и 32, 33. Пиросвечи 30, 31, 32, 33 соединены соответственно с четырьмя пиропатронами 34, 35, 36, 37, установленными в соответствующих аккумуляторах давления 38, 39, 40, 41 со встроенными золотниками 18. Каждый золотник 18 каждого аккумулятора давления посредством параллелограммного механизма 42 механически связан с валом соответствующего аэродинамического руля 7. При этом аэродинамические рули 7 управляются посредством блока 26 рулевых приводов. Выход блока 27 формирования сигналов задержки запуска аккумуляторов давления связан с входом инерциальной системы управления 25, а вход - со стационарным пультом 43 подготовки пуска транспортно-пусковой машины. Пульт 43 в свою очередь связан с датчиком 44 температуры окружающей среды (t°C), задатчиками величины требуемой скорости 45 (V), допустимой продольной перегрузки 46 (n) снаряда в предстоящем пуске, расчетных значений изменения по времени давления 47 в предсопловой камере 15 аккумулятора давления (P(t)) и давления в корпусе транспортно-пускового контейнера 48 (Р(t)).
Подготовка устройства к работе осуществляется следующим образом.
На снаряде 2 с предварительно сложенными аэродинамическим рулями 7 устанавливается обтюратор 9. При этом аэродинамические рули фиксируются в сложенном положении штырями 8 обтюратора 9. При помощи замка 24 отсоединенная от контейнера 1 донная часть 5 присоединяется к снаряду 2. В таком виде снаряд 2 с обтюратором 9 и донной частью 5 вставляется в контейнер 1 и закрепляется винтами 6. Устройство готово к хранению и транспортировке.
x
x
2
тpeб
доп
Для подготовки снаряда к пуску на пульт подготовки пуска 43 предварительно вводят ряд данных: с помощью задатчика 44 - значение температуры окружающей среды (t°C), с помощью задатчика 45 - значение величины требуемой скорости (V), с помощью задатчика 46 - значение величины допустимой продольной перегрузки (n) снаряда в предстоящем пуске, с помощью задатчика 47 - расчетные значения изменения по времени давления в предсопловой камере 15 аккумулятора давления (P1(t)) и с помощью задатчика 48 - расчетные значения изменения по времени давления в корпусе 1 транспортно-пускового контейнера (Р(t)).
Указанные выше величины формируют параметры функционала:
зад
зад
0
1
2
x
x
тpeб
доп
t= t[tC,P(t),P(t),V,n],
зад
где t - время задержки срабатывания пар аккумуляторов давления.
зад
При этом в вычислительной части пульта 43 рассчитывают на их основании рациональную величину t задержки запуска соответствующих пар аккумуляторов давления, решая в соответствии с заложенной программой оптимизационную задачу:
зад
x
x
зад
тpeб
доп
При этом, предварительно, до расчета t производится расчет требуемых значений скорости V и допустимой перегрузки n для конкретного значения массы ракеты и полученные данные вводятся в соответствующие задатчики 45, 46. После расчета времени задержки t включения соответствующих пар аккумуляторов давления окончательная величина времени задержки выбирается как ближайшая к расчетной величине с определенным шагом (например, шагом t=0,005 с) из заранее установленного диапазона. На основе полученного результата в блоке 27 формируются сигналы временной задержки запуска части (в данном случае двух) аккумуляторов давления, исходя из обеспечения рациональных условий пуска.
Например, при стрельбе снарядом массой от 120 кг до 170 кг величина указанной задержки не должна превышать 0,045 с, иначе, как показывает моделирование, скорость выхода ракеты увеличится незначительно, а давление в контейнере существенно возрастет. Это приведет к увеличению массы контейнера и повышению предельного значения продольной перегрузки ракеты. Если же временную задержку установить менее 0,015 с, то максимальное давление в транспортно-пусковом контейнере по сравнению с максимальным давлением при одновременном запуске всех аккумуляторов давления снижается незначительно и положительное влияние временной задержки в этом случае практически не проявляется.
зад
В блоке инерциальной системы управления 25 снарядом, при автоматическом расчете рациональных условий пуска или путем нажатия оператором кнопки «ПУСК», вырабатываются команды на блок коммутации 28 для подачи электрического силового сигнала аккумуляторной батареи 29 на пару пиросвечей, например 30, 31, двух соответствующих пиропатронов 34, 35 соответствующих аккумуляторов давления 38, 39 с золотниками. При подаче электрического сигнала на любую пиросвечу соответствующего аккумулятора давления ее пиротехнический состав воспламеняется и продукты горения поджигают соответствующий пиропатрон. В связи с тем, что во время пребывания снаряда 2 в контейнере 1 золотники 18 (см. фиг. 3) находятся в нейтральном положении (равноудаленном от входов 16 в соплах 11), расход газов через все сопла одинаков. Газы, истекающие через сопла 11 одной пары аккумуляторов давления 38, 39, заполняют камору 4, повышая в ней давление. При достижении определенного давления в каморе 4 срабатывает запирающий замок 24 и снаряд начинает движение в контейнере 1. Затем, с предварительно установленной временной задержкой t, подается команда на воспламенение другой пары свечей 32, 33 пиропатронов 36, 37, установленных в аккумуляторах давления 40, 41 с золотниками.
Из графиков на фиг. 5 видно, что максимальные значения давлений внутри транспортно-пускового контейнера в результате введения временной задержки на запуск второй пары аккумуляторов давления в 0,03 с значительно снизилось - с 2 МПа до 1,3 МПа, т.е. практически на 7 атмосфер. При одновременном запуске всех аккумуляторов давления снаряд несколько быстрее покинет транспортно-пусковой контейнер и с несколько большей скоростью выхода, однако разница в скоростях для двух вариантов выброса составит всего около 3%. После выхода снаряда 2 из контейнера 1 и раскрытия аэродинамических рулей 7 для обеспечения склонения снаряда 2 в сторону цели в соответствии с командами блока инерциальной системы управления 25 блок рулевых приводов 26 поворачивает валы каждого из аэродинамических рулей 7. Поскольку каждый золотник 18 посредством соответствующей тяги, выполненной в виде параллелограммного механизма 42, механически связан с валом соответствующего аэродинамического руля 7, то поворот рулей 7 приводит к перемещению золотников 18 в аккумуляторах давления 38, 39, 40, 41, перераспределяя потоки газа между противоположными соплами 11. При этом формируется тяга в поперечном направлении, величина которой пропорциональна углу поворота вала соответствующего аэродинамического руля 7.