Пусковая труба с ракетой

Полезная модель относится к области ракетного вооружения, а именно к пусковой трубе с ракетой, которая может использоваться в составе переносного зенитного ракетного комплекса (ПЗРК) типа "Игла" и может устанавливаться в составе пускового модуля на различные носители.
7
Известна вращающаяся самонаводящаяся ракета (патент РФ №2216707, МПК F42B 15/00 [1]), которая содержит оптическую головку самонаведения (ОГС) с первоначально ориентированным под заданным углом пеленга корректируемым гироскопом с обмотками пеленга и коррекции. Сигнал с обмотки пеленга используется в формирователе команд для разворота ракеты на начальном участке полета. Неточность в установке угла пеленга приводит к расширению "трубки" возможных траекторий ракеты и ограничивает возможность залпового пуска двух ракет с одной пусковой установки.
7
Известна система автоматизированного запуска с носителя ракет переносного зенитного ракетного комплекса типа «Игла» (патент РФ №2206041, МПК F41F 3/04 [2]), на пусковых модулях которой размещаются ракеты в пусковых трубах, снабженные оптическими головками самонаведения (ОГС). На модулях не предусмотрено средств, обеспечивающих совмещение оптических осей прицельного устройства носителя и оси оптической системы ОГС, размещенной на роторе корректируемого гироскопа. Ось оптической системы ОГС совпадает с осью вращения ротора корректируемого гироскопа каждой ракеты в трубе. Работоспособность обеспечивается выполнением элементов модуля с необходимой точностью при заданной величине поля зрения ОГС. Ось прицельного устройства трубы ПЗРК механически юстируется с осью оптической системы ОГС, а пусковой модуль конструктивно обеспечивает однозначную установку ракеты в трубе. В этом случае возможна ошибка между направлением оптической оси прицельного устройства носителя и осью оптической системы ОГС, размещенной на вращающемся роторе корректируемого гироскопа ракеты.
Прототипом предлагаемой пусковой трубы с ракетой является ракета в пусковой трубе ПЗРК «Игла» (Переносной зенитный ракетный комплекс "Игла" (9К38), Москва, Военное издательство, 1987 г., стр. 22, 23, 26, 44, 45 [3]). Ракета в пусковой трубе, содержащая ОГС с корректируемым гироскопом, ротор которого установлен в кардановом подвесе и выполнен с использованием постоянного магнита. Ракета имеет систему слежения за целью, состоящую из размещенного на роторе корректируемого гироскопа, оптической системы ОГС, фотоприемника, с подключенными к нему последовательно соединенных предусилителя, избирательного усилителя, детектора, сумматора сигналов, усилителя мощности, обмотки коррекции и систему электрического арретира корректируемого гироскопа, включающую обмотку пеленга, последовательно соединенную с ней обмотку заклона, размещенную на пусковой трубе и подключенную к сумматору сигналов через ключ разарретирования ОГС.
При этом ось обмотки заклона расположена в плоскости продольного вертикального сечения ракеты в пусковой трубе, перпендикулярна продольной оси корпуса ракеты в трубе и проходит через точку подвеса ротора корректируемого гироскопа в кардановом подвесе. Обмотка заклона названа так на с. 26 [3] в прототипе, размещена на пусковой трубе и предназначена для первоначального ориентированния на заданный угол пеленга оси корректируемого гироскопа.
Датчиком отклонения оси корректируемого гироскопа от продольной оси корпуса ракеты является обмотка пеленга, продольная ось которой совпадает с продольной осью корпуса ракеты. В случае отклонения оси ротора корректируемого гироскопа от продольной оси обмотки пеленга амплитуда и фаза наводимого в ней напряжения вращающимся магнитным ротором корректируемого гироскопа однозначно характеризует величину и направление угла рассогласования между осью ракеты и осью ротора корректируемого гироскопа.
Наводимое в обмотке заклона напряжение от вращающегося ротора с магнитом, величина которого определяется конструктивными параметрами обмотки заклона (число витков, геометрическая форма), вычитается из напряжения обмотки пеленга. Усиленный по мощности разностный сигнал поступает в обмотку коррекции корректируемого гироскопа. Под воздействием момента со стороны обмотки коррекции ось корректируемого гироскопа устанавливается под углом к продольной оси ракеты (далее по тексту угол заклона). Этот угол в первую очередь зависит от напряжения, наводимого в обмотке заклона.
Замкнутый контур системы электрического арретира образован последовательно связанными между собой магнитом ротора корректируемого гироскопа, через его магнитное поле с обмоткой пеленга и обмоткой заклона, ключом разарретирования ОГС, подключающим обмотку заклона к одному из входов сумматора сигналов в ракете, усилителем мощности, нагруженным на обмотку коррекции, и через магнитное поле, создаваемое обмоткой коррекции, с магнитом ротора корректируемого гироскопа ([3] с. 22, 23, 26, 44, 45).
Недостатком прототипа является разброс величины углов заклона, разных ракет в пусковых трубах, вызванный технологическим разбросом величины магнитного поля, создаваемого магнитом ротора, технологическим разбросом установки обмотки пеленга относительно ротора корректируемого гироскопа, положением ракеты в пусковой трубе. Это приводит в арретированном состоянии гироскопа к разбросу положения оси оптической системы ОГС относительно посадочных мест ракеты в пусковой трубе на пусковом модуле и, соответственно, к возникновению ошибки по линии прицеливания, минимизация которых требует высокой точности изготовления и размещения всех узлов.
Ошибка по линии прицеливания устраняется в пехотном варианте, соответствующим изменением установки элементов прицельного устройства относительно пусковой трубы, но это не влияет на точность положения прицельной линии относительно посадочных мест ракеты в пусковой трубе.
Техническим результатом заявляемой полезной модели является уменьшение ошибки прицеливания путем повышения точности установки угла заклона оси корректируемого гироскопа ракеты относительно оси корпуса ракеты в пусковой трубе (в арретированном состоянии гироскопа) и соответственно в повышении точности совмещения оси оптической системы ОГС и оси прицельного устройства носителя в режиме прицеливания.
Пусковая труба с ракетой, содержащей оптическую головку самонаведения (ОГС) с корректируемым гироскопом, ротор которого установлен в кардановом подвесе и выполнен с использованием постоянного магнита.
ОГС снабжена системой слежения за целью, состоящей из размещенной на роторе оптической системы ОГС, фотоприемника, подключенного к последовательно соединенным предусилителю, избирательному усилителю, детектору, сумматору сигналов, усилителю мощности и обмотке коррекции, а также системой электрического арретира корректируемого гироскопа, включающей обмотку пеленга, соединенную с началом обмотки заклона, размещенной на пусковой трубе.
При этом ось обмотки заклона расположена в плоскости продольного вертикального сечения ракеты в пусковой трубе, перпендикулярна продольной оси ракеты и проходит через точку подвеса ротора корректируемого гироскопа.
В пусковую трубу ракеты дополнительно введены потенциометр юстировки по вертикали, потенциометр юстировки по горизонтали и четыре юстировочные обмотки, оси которых проходят через точку подвеса ротора корректируемого гироскопа.
Каждая юстировочная обмотка выполнена из двух одинаковых катушек, размещенных симметрично относительно продольной оси ракеты и соединенных между собой одноименными выводами, другие одноименные выводы катушек образуют начало и конец соответствующей юстировочной обмотки.
Две юстировочные обмотки, первая и вторая, с осями, совпадающими с осью обмотки заклона, соединены последовательно и подключены к крайним выводам потенциометра юстировки по вертикали. Другие две юстировочные обмотки, третья и четвертая, с осями, перпендикулярными оси обмотки заклона, соединены последовательно и подключены к крайним выводам потенциометра юстировки по горизонтали.
Точка соединения первой и второй юстировочных обмоток подключена к концу обмотки заклона, средний вывод потенциометра вертикальной юстировки соединен с точкой соединения третьей и четвертой обмоток юстировки, а средний вывод потенциометра юстировки по горизонтали связан с одним из входов сумматора сигналов через ключ разарретирования ОГС.
Введение на пусковую трубу ракеты потенциометра юстировки по вертикали и потенциометра юстировки по горизонтали, соединенных с четырьмя юстировочными обмотками, оси которых проходят через точку подвеса ротора корректируемого гироскопа ракеты и связанными с магнитным ротором гироскопа через его магнитное поле, позволяет выставлять с высокой точностью ось оптической системы ОГС, относительно посадочного места ракеты в трубе. Одновременно использование указанных элементов снизило необходимую точность выполнения отдельных узлов ракеты и их размещение (положение ракеты в трубе, намагниченность магнита ротора корректируемого гироскопа, точность установки обмоток заклона, пеленга и коррекции).
На фиг. 1 приведена упрощенная схема выполнения пусковой трубы с ракетой с использованием элементов, поясняющих сущность предлагаемого предложения.
На фиг. 2 и фиг. 3 показано возможное размещение и выполнение отдельных элементов пусковой трубы с ракетой в соответствии с данным предложением.
На фиг. 4 приведены результаты эксперимента по получаемым точностным характеристикам положения линии прицеливания ракет в трубе в сравнении с прототипом.
Предлагаемая пусковая труба с ракетой, фиг. 1, содержащей оптическую головку самонаведения с корректируемым гироскопом, ротор 1 которого установлен в кардановом подвесе и выполнен с использованием постоянного магнита. На роторе 1 размещена оптическая система ОГС и фотоприемник 2. Ось вращения ротора 1 гироскопа и ось оптической системы ОГС совпадают по направлению.
Ракета снабжена системой слежения за целью, состоящей из размещенного на роторе 1 корректируемого гироскопа и фотоприемника 2 с подключенными к фотоприемнику 2 последовательно соединенных предусилителя 3, избирательного усилителя 4 и детектора 5, сумматора сигналов 6, усилителя мощности 7, обмотки коррекции 8. Резистор 9 является элементом усилителя мощности 7 (образует цепь отрицательной обратной связи по току).
Пусковая труба с ракетой, которая снабжена также системой электрического арретира корректируемого гироскопа для согласования положения оси оптической системы ОГС с направлением оси прицельного устройства в режиме прицеливания на цель. Ось оптической системы ОГС образует с продольной осью корпуса ракеты заданный угол заклона, используемый в системе управления ракеты для формирователя команд разворота ракеты на начальном участке полета [1]. Система электрического арретира включает обмотку 10 пеленга, соединенную с началом обмотки заклона, состоящей из двух последовательно включенных катушек 11 и 12, соединенных одноименными выводами, размещенную на пусковой трубе.
При этом ось 14 обмотки заклона расположена в плоскости продольного вертикального сечения ракеты в пусковой трубе, перпендикулярна продольной оси 15 ракеты в пусковой трубе и проходит через точку подвеса ротора 1 корректируемого гироскопа в кардановом подвесе.
Для повышения точности установки угла заклона дополнительно введены потенциометр 16 юстировки по вертикали, потенциометр 17 юстировки по горизонтали и четыре юстировочные обмотки, оси которых проходят через точку подвеса ротора корректируемого гироскопа. Каждая юстировочная обмотка выполнена из двух одинаковых катушек, размещенных симметрично относительно продольной оси ракеты в трубе и соединенных между собой одноименными выводами. Другие одноименные выводы двух катушек образуют начало и конец соответствующей юстировочной обмотки. Две юстировочные обмотки, первая из катушек 18, 19 и вторая из катушек 20, 21, с осями, совпадающими с осью обмотки заклона соединены последовательно и подключены к крайним выводам потенциометра 16 юстировки по вертикали. Две другие юстировочные обмотки: третья, состоящая из двух одинаковых катушек 22, 23 и четвертая, состоящая из двух одинаковых катушек 24, 25, с осями, перпендикулярными оси обмотки заклона, соединены последовательно и подключены к крайним выводам потенциометра 17 юстировки по горизонтали.
На фиг. 1 ось катушек третьей и четвертой юстировочных обмоток условно показана повернутой на угол в 90° вокруг оси 14 катушек обмотки заклона.
Точка 26 соединения первой и второй юстировочных обмоток подключена к концу обмотки заклона, средний вывод потенциометра 16 вертикальной юстировки соединен с точкой 27 соединения третьей и четвертой обмоток юстировки, а средний вывод потенциометра 17 юстировки по горизонтали связан с сумматором 6 сигналов через ключ 13 разарретирования ОГС, который управляется по входу 28 аппаратурой запуска ракеты.
Ракета 29 (фиг. 2) установлена внутри пусковой трубы 30. Продольная ось 15 корпуса ракеты совпадает с осью пусковой трубы 30. На поверхности пусковой трубы 30 размещены катушки 11, 18, 20, 21, 19, 12, ось которых 14 перпендикулярна продольной оси 15 корпуса ракеты и проходит через точку подвеса ротора 1 гироскопа. Катушки 22, 24, 25, 23 также размещены на поверхности пусковой трубы 30. Их оси (ось 31 фиг. 3) перпендикулярны оси 14 и проходят через точку подвеса ротора 1 гироскопа.
Катушки 11, 18, 20 и 21, 19, 12 выполнены одновременной намоткой в три провода, а катушки 22, 24 и 25, 23 выполнены одновременной намоткой в два провода и размещены симметрично относительно продольной оси ракеты в пусковой трубе.
На фиг. 2 и фиг. 3 показаны также обмотка 10 пеленга и обмотка 8 коррекции. Их оси совпадают с продольной осью 15 корпуса ракеты 29. Потенциометры 16 и 17 установлены на поверхности пусковой трубы 30.
На фигурах не приведена система начальной раскрутки ротора 1 корректируемого гироскопа и поддержания его оборотов с моторными катушками, известная, например, из [3].
Предлагаемая пусковая труба с ракетой по сравнению с прототипом обеспечивает более точное совмещение прицельной линии ракеты в трубе с прицельной линией средств носителя и обладает лучшей точностью установки угла заклона относительно посадочных мест ракеты в пусковой трубе. Это позволяет получить меньший разброс траекторий ракеты на начальном участке полета.
При использовании данного предложения каждая пусковая труба с ракетой в процессе производства подвергается настройке величины и положения угла заклона на специализированном стенде. Как и при боевом использовании, на пусковую трубу с ракетой подаются напряжения питания, раскручивается ротор 1 корректируемого гироскопа. В каждой обмотке магнитное поле ротора 1 корректируемого гироскопа наводит различной величины напряжение синусоидальной формы.
Стрелками на фиг. 1 около катушек показаны, условно, направления векторов синусоидального напряжения в этих катушках. В обмотке пеленга 10, расположенной соосно с осью корпуса ракеты, это напряжение пропорционально синусу угла между осью вращения ротора 1 корректируемого гироскопа и осью корпуса ракеты.
Величины напряжений в обмотке заклона (катушки 11 и 12) и юстировочных обмотках (катушки 18 и 19, 20 и 21, 22 и 23, 24 и 25) пропорциональны косинусу угла между осью вращения ротора 1 корректируемого гироскопа и осью корпуса ракеты.
В обмотке заклона (последовательно включенных катушках 11 и 12) вращающийся ротор 1 корректируемого гироскопа создает напряжение, близкое к напряжению, которое создается на обмотке 10 пеленга при номинальном угле заклона. Номинальный угол заклона гироскопа в прототипе равен 10°.
Юстировочные обмотки выполнены таким образом, что в них создается напряжение, равное 30% от напряжения в обмотке заклона. Катушки 20 и 21 на схеме включены так, что их напряжение суммируется с напряжением обмотки заклона при верхнем, по схеме, положении среднего вывода потенциометра 16. Катушки 18 и 19 на схеме включены так, что их напряжение вычитается из напряжения обмотки заклона при нижнем, по схеме, положении среднего вывода потенциометра 16. При среднем положении среднего вывода потенциометра 16 суммарное напряжение катушек 20, 21, 18, 19 будет равно нулю и не будет суммироваться с напряжением обмотки заклона.
Из этого следует, что суммарное напряжение с обмотки заклона и юстировочных обмоток (катушки 20 и 21, 19 и 18) при изменении положения движка потенциометра 16 будет изменяться в пределах 70%…130% от напряжения на обмотке заклона с фазой напряжения обмотки заклона. Юстировочные обмотки из катушек 22 и 23, 24 и 25 при изменении положения движка второго потенциометра 17 будут добавлять напряжение с фазой, сдвинутой на 90° или 270° относительно фазы напряжения обмотки заклона, величиной до 30% от напряжения обмотки заклона.
В контуре системы электрического арретира действует сумма напряжений обмотки пеленга, обмотки заклона и четырех юстировочных обмоток. Обмотки пеленга и коррекции включены таким образом, что это напряжение создает (через усилитель 7 мощности) ток в обмотке коррекции 8, магнитное поле которой поворачивает ротор 1 корректируемого гироскопа в сторону уменьшения этого напряжения. Ток в обмотке коррекции 8 станет равным нулю, если напряжение обмотки пеленга скомпенсирует, за счет поворота оси ротора в пространстве, напряжение, которое возникает в замкнутом контуре системы электрического арретира обмоткой заклона и четырьмя юстировочными обмотками.
Каждая пусковая труба с ракетой в процессе производства подвергается настройке величины и положения угла заклона на специализированном стенде. На требуемой линии прицеливания, соответствующей номинальному углу заклона (10 град.) корректируемого гироскопа, устанавливают точечный источник теплового излучения, контролируют его положение в поле зрения оптической системы ОГС, например, путем контроля величины напряжения на выходе детектора сигнала 5, которое характеризует положение цели в поле зрения оптической системы ОГС.
Потенциометрами 16 и 17 устанавливают ось ротора 1 корректируемого гироскопа с помощью системы электрического арретира, в положение, при котором напряжение на выходе детектора 5 сигнала имеет заданные параметры. Фаза и амплитуда в полярной системе координат указывает на положение изображения точечного источника теплового излучения в поле зрения оптической системы ОГС.
На фиг. 4 показаны результаты эксперимента по получаемым точностным характеристикам положения линии прицеливания ракеты в трубе относительно ее номинального положения для устройства, описанного в прототипе, и после выполнения пусковой трубы с ракетой в соответствии с данной полезной моделью. Значком (о) показаны положения линии прицеливания ракет в трубе без использования предлагаемого технического решения, а значком (+) показаны положения линии прицеливания ракет в трубах с использованием данного предложения.
Если ошибки нескольких ракет в трубах одинаковы, то они отображаются на фиг. 4 одним значком. Как следует из фиг. 4, предложенное техническое решение уменьшает ошибку установки угла заклона гироскопа и соответственно линии прицеливания ракеты в трубе более чем в 5 раз.