Способ стрельбы танковым управляемым реактивным снарядом раздельного заряжания и снаряд для его реализации

Группа изобретений относится к артиллерийской технике, в частности к танковым управляемым реактивным снарядам раздельного заряжания со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда. Технический результат - повышение точности наведения реактивного снаряда раздельного заряжания со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда с произвольным углом взаимной ориентации. По способу стрельбы реактивным снарядом раздельного заряжания осуществляют раздельный досыл частей снаряда. Стыкуют в канале ствола эти части с произвольным взаимным угловом положением. Формируют команды управления в исполнительной системе координат хвостового отсека управления. При этом на стыковочной поверхности головного отсека управления располагают постоянный магнит. На стыковочной поверхности хвостового отсека располагают магниторезистивный датчик углового положения. После старта снаряда дополнительно измеряют и запоминают угол взаимного положения отсеков. В полете реактивного снаряда подают команды управления от наземной аппаратуры управления или от головки самонаведения в преобразователь координат головного отсека для бортового вычислителя. Осуществляют преобразование координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат хвостового отсека управления по аналитическим зависимоятям. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предполагаемое изобретение относится к артиллерийской технике, в частности к танковым управляемым реактивным снарядам раздельного заряжания со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда.

Известен управляемый артиллерийский снаряд (Патент RU 2114386, МКИ F42B 15/00, F42B 39/00), состоящий из отсека управления и "снарядного" отсека, уложенных в соответствующие им герметичные футляры с быстросъемными крышками и стыкуемых друг с другом при помощи быстродействующего замка непосредственно перед заряжанием в ствол орудия, отличающийся тем, что быстродействующий замок для стыковки с отсеком управляемого артиллерийского снаряда снабжен фиксирующими радиальными винтами, частично ввернутыми в корпус отсека управления, при этом часть фиксирующих радиальных винтов, выступающая за наружную поверхность корпуса отсека, размещается в сквозных радиальных отверстиях, выполненных в обечайке футляра под быстросъемной крышкой, а внутренняя цилиндрическая поверхность обечайки футляра, контактирующая с наружной поверхностью отсека управления в районе фиксирующих радиальных винтов, имеет диаметр, соответствующий диаметру выступов нарезной части канала ствола.

Недостатком данной конструкции снаряда и способа стрельбы является необходимость ручной стыковки перед выстрелом, что не позволяет использовать их в штатном механизме заряжания танка.

Известен танковый управляемый реактивный снаряд 9М112 («Кобра») раздельного заряжания (см. «Противотанковая управляемая ракета 9М112М2 (9М124). Техническое описание и инструкция по эксплуатации.», Военное издательство МО СССР, М., 1990 г.). Танковый управляемый реактивный снаряд (ТУРС) состоит из двух раздельно транспортируемых в укупорочном ящике или боеукладке танка частей: головного отсека и хвостового отсека, соединяемых между собой в лотках механизма заряжания танка в процессе досылания ракеты в камору пушки. Головной отсек ТУРС состоит из боевой части и двигателя. В задней крышке двигателя имеется кольцевая проточка под пружинное распорное кольцо узла механической стыковки отсеков и стопоров для остановки ракеты в каморе пушки при досылании. Хвостовой отсек состоит из аппаратурного отсека и метательного устройства. В аппаратурном отсеке размещены вся бортовая аппаратура ракеты, ее рули, крылья и ответная часть механизма стыковки с головным отсеком. Несущими элементами аппаратурного отсека являются обечайка с передней крышкой и поддон. На передней крышке установлено пружинное распорное кольцо механизма стыковки.

Разделение управляемого артиллерийского снаряда 9М1122 на два отсека, стыкуемых друг с другом непосредственно перед боевым применением, и упаковка каждого из отсеков в соответствующие герметичные футляры, позволяет разместить отсеки снаряда в ячейки боеукладок, предназначенных для штатных снарядов и метательных зарядов, что обеспечивает возможность размещения ТУРС в танке в определенном сочетании с неуправляемыми снарядами, необходимом для выполнения боевых задач в минимально возможное время.

Таким образом, сущность известного способа стрельбы заключается в следующем:

- раздельная укладка головного отсека и хвостового отсека управления снаряда в лотки автомата заряжания;

- поочередный досыл головного отсека и отсека управления в канал ствола;

- стыковка отсеков в канале ствола при помощи быстродействующего замка с произвольным углом взаимной ориентации;

- взведение бортовой батареи питания;

- производство выстрела после выхода батареи питания на режим;

- управляемый полет снаряда в связанной системе координат рулей привода.

Данный способ обеспечивает управление снарядом при отсутствии координатора цели в головном отсеке, по координатам получаемым от наземной аппаратуры управления в хвостовой отсек. При наличии на борту ракеты собственного координатора цели, например, головки самонаведения (ГСН), расположенной в головном отсеке, команды управления поступают в измерительной системе координат головного отсека. При раздельном досыле отсеков и стыковке их в канале ствола орудия с произвольным углом взаимного положения, оси измерительной системы головного отсека и исполнительной системы отсека управления не совпадают, что требует наличие информации о угле взаимного положения и преобразования команд управления из одной системы в другую.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение точности наведения танкового управляемого реактивного снаряда раздельного заряжания, со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда с произвольным углом взаимной ориентации после стыковки, при наличии "скручивания" систем координат головного и хвостового отсеков управления.

Задача решается следующим образом. В предлагаемом способе стрельбы танковым управляемым реактивным снарядом раздельного заряжания, включающем раздельный досыл головного отсека и хвостового отсека управления, стыковку их в канале ствола с произвольным взаимным угловом положением, формирование команд управления в исполнительной системе координат хвостового отсека управления, после стыковки частей снаряда дополнительно измеряют и запоминают угол α взаимного положения отсеков и осуществляют преобразование координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат хвостового отсека управления по формуле (по зависимостям):

Zp2=Zи×Cos(α)-Yи×Sin(α)

Yp2=Yи×Sin(α)+Zи×Cos(α)

где: α - измеренный угол взаимного положения отсеков;

ZP2, YP2 - текущие координаты цели, преобразованные в исполнительную систему координат хвостового отсека управления;

Zи, Yи - текущие координаты цели в измерительной системе координат головного отсека.

Вычисление составляющих Zи⋅cos(α), ZЛ⋅sin(α), YЛ⋅cos(α) и YЛ⋅sin(α) в заявляемом способе осуществляют с высокой точностью в аппаратуре управления снарядом с помощью бортовой электронно-вычислительной машины.

Угол (α) взаимного положения измерительной системы координат головного отсека и исполнительной системы координат хвостового отсека управления определяют путем измерения вектора магнитного поля постоянного магнита, расположенного на стыковочном узле головного отсека, и магниторезистивного датчика угла, расположенного на стыковочном узле хвостового отсека управления.

Танковый управляемый реактивный снаряд раздельного заряжания (ТУРС), состоящий из головного и хвостового отсеков управления, стыкуемых друг с другом быстродействующим замком непосредственно в канале ствола орудия, содержит на стыковочной поверхности головного отсека постоянный магнит, вектор намагничивания которого перпендикулярен оси X снаряда и совпадает с направлением измерительной оси Z головного отсека, а на стыковочной поверхности хвостового отсека управления расположен магниторегистивный датчик углового положения, измерительная ось которого перпендикулярна оси X снаряда и совпадает с исполнительной осью Z хвостового отсека управления.

Изобретение поясняется чертежами фиг. 1 и фиг. 2.

На фиг. 1 показана бортовая система управления ТУРС раздельного заряжания в состыкованном виде, где:

1 - головной отсек управления;

2 - хвостовой отсек управления;

3 - координатор цели, например ГСН;

4 - канал передачи информации головного отсека;

5 - постоянный магнит на стыковочном узле головного отсека;

6 - магниторезистивный датчик взаимного углового положения отсеков;

7 - канал приема информации хвостового отсека;

8 - преобразователь координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат отсека управления;

9 - блок управления рулевым приводом;

10 - исполнительные рули ТУРС.

На фиг. 2 показана структурная схема синусно-косинусного преобразователя координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат хвостового отсека управления, где:

11 - вычислитель функций sin и cos угла взаимного положения отсеков;

12, 13, 14 и 15 - перемножители;

16 и 17 - сумматоры.

Система работает следующим способом.

После досыла и стыковки частей ТУРС 1 и 2 в канале ствола до выстрела или на начальном участке полета с помощью магниторезистивного датчика угла 6, расположенного на хвостовом отсеке управления, и постоянного магнита 5, расположенного на головном отсеке, измеряется и запоминается угол взаимного положения осей измерительной системы координат головного отсека и исполнительной системы координат хвостового отсека. В полете ТУРС после захвата цели координатором 3, например, ГСН, координаты цели по каналу передачи 4 через канал приема 7 поступают в преобразователь координат 8 в измерительной системе координат головного отсека. В преобразователе координат 8 осуществляется синусно-косинусное преобразование координат в команды управления приводом 9 с учетом угла α взаимного положения отсеков, измеренного магниторезистивным датчиком 6 и запомненного в вычислителе значения функций sin и cos угла взаимного положения отсеков 11. Преобразование осуществляется с помощью четырех перемножителей 12…15 и двух сумматоров 16 и 17. Запоминание значения угла α, вычисление функций sin и cos угла и решение уравнения синусно-косинусного преобразования координат осуществляется цифровым методом с помощью бортового вычислителя на микроконтроллере, например, типа 1989ВЕ92.

Предложенный способ стрельбы обеспечивает расширение функциональных возможностей снарядов с датчиком цели в головном отсеке. Измерение угла взаимного расположения отсеков управления снаряда с помощью магниторезистивного датчика угла и постоянного магнита, расположенных на стыковочных узлах хвостового и головного отсеков соответственно, и последующее преобразование координат из измерительной в исполнительную систему позволило упростить бортовую аппаратуру управления и обеспечило надежное управление ТУРС раздельного заряжания с координатором в головной часта при произвольном угле стыковки отсеков.

1. Способ стрельбы танковым управляемым реактивным снарядом раздельного заряжания, состоящим из головного и хвостового отсеков управления, включающий их раздельный досыл, стыковку в канале ствола орудия с произвольным взаимным угловым положением, формирование команд управления в исполнительной системе координат хвостового отсека управления, отличающийся тем, что на стыковочной поверхности головного отсека управления располагают постоянный магнит, а на стыковочной поверхности хвостового отсека - магниторезистивный датчик углового положения, после старта снаряда дополнительно измеряют и запоминают угол α взаимного положения отсеков, в полете реактивного снаряда подают команды управления от наземной аппаратуры управления или от головки самонаведения в преобразователь координат головного отсека для бортового вычислителя, осуществляют преобразование координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат хвостового отсека управления по зависимостям:

Zp2=Zи×Cos(α)-Yи×Sin(α),

Yp2=Yи×Sin(α)+Zи×Cos(α),

где ZP2, YP2 - текущие координаты цели, преобразованные в исполнительную систему координат хвостового отсека управления;

Zи, Yи - текущие координаты цели в измерительной системе координат головного отсека.

2. Способ стрельбы по п. 1, отличающийся тем, что угол взаимного положения измерительной системы координат головного отсека и исполнительной системы координат хвостового отсека управления определяют измерением вектора магнитного поля постоянного магнита, расположенного на головном отсеке, и магниторезистивным датчиком углового положения, расположенным на хвостовом отсеке управления.

3. Танковый управляемый реактивный снаряд раздельного заряжания, состоящий из головного и хвостового отсеков управления, стыкуемых друг с другом быстродействующим замком непосредственно в процессе выстрела в канале ствола орудия, снаряд содержит блок управления рулевым приводом и исполнительные рули, а хвостовой отсек содержит канал приема информации, выполненный с возможностью получения координат цели от наземной аппаратуры управления или канала передачи информации головного отсека при наличии в последнем собственного координатора цели, отличающийся тем, что на стыковочной поверхности головного отсека управления расположен постоянный магнит, а на стыковочной поверхности хвостового отсека управления - магниторезистивный датчик углового положения, причем вектор намагничивания постоянного магнита перпендикулярен оси X снаряда и совпадает с направлением измерительной оси Z головного отсека, а измерительная ось магниторезистивного датчика перпендикулярна оси X снаряда и совпадает с исполнительной осью Z хвостового отсека управления, причем снаряд дополнительно содержит преобразователь координат цели из измерительной системы в исполнительную систему управления рулевым приводом.



 

Похожие патенты:

Изобретение предназначено для использования в боевой космической технике для поражения летательных аппаратов. Технический результат - повышение поражающей способности.

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к движущимся со сверхзвуковыми скоростями летательным аппаратам с ракетными двигателями. Технический результат – повышение эффективности тепловой защиты корпуса ракеты и повышение рекуперации тепла от аэродинамического нагрева.

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована для сокращения районов падения отделяющихся частей ступеней ракет-носителей.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Носовой обтекатель летательного аппарата (2) в транспортно-пусковом контейнере (3) состоит из днища (11) и корпуса (12), образующих разъемное соединение с обеспечением герметизации стыка.

Группа изобретений относится к области оперативного контроля информационного взаимодействия беспилотного летательного аппарата - БПЛА, оснащенного системой ликвидации, с аппаратурой носителей или с аппаратурой проверочных комплексов.

Вращающаяся самонаводящаяся ракета относится к оборонной технике и может быть использована в ракетах с одноканальным управлением, запускаемых с плеча, а также с различных носителей, обеспечивающих, в том числе, залповую стрельбу по воздушным целям.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в переносных зенитных ракетных комплексах. Технический результат - повышение вероятности попадания ракеты в цель в условиях сложной помехофоноцелевой обстановки и организованного оптического противодействия, а также сокращение временных потерь при прицеливании и пуске ракеты.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к многоступенчатым ракетам, и может быть использовано в ракетостроении. Технический результат - повышение эффективности работы ракеты за счет возможности отделения отработавших топливных баков без отделения ракетных двигателей и изоляции остаточного количества топливной массы.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), предназначенным для борьбы с защищенными целями, обладающими высокоэффективными средствами противоракетной и противовоздушной обороны (ПРО/ПВО).

Ракета // 2690987
Изобретение относится к области ракетной техники. В известной 2-ступенчатой ракете, содержащей МС, зафиксированную в переходном шпангоуте разрушаемыми элементами, отделяемую стартовую ступень с двигателем, скрепленным с переходным шпангоутом накидной гайкой, поршень и обтекатель, поршень закреплен в кормовой части МС.

Группа изобретений относится к артиллерийской технике, в частности к танковым управляемым реактивным снарядам раздельного заряжания со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда. Технический результат - повышение точности наведения реактивного снаряда раздельного заряжания со стыкуемыми в канале ствола частями снаряда с произвольным углом взаимной ориентации. По способу стрельбы реактивным снарядом раздельного заряжания осуществляют раздельный досыл частей снаряда. Стыкуют в канале ствола эти части с произвольным взаимным угловом положением. Формируют команды управления в исполнительной системе координат хвостового отсека управления. При этом на стыковочной поверхности головного отсека управления располагают постоянный магнит. На стыковочной поверхности хвостового отсека располагают магниторезистивный датчик углового положения. После старта снаряда дополнительно измеряют и запоминают угол взаимного положения отсеков. В полете реактивного снаряда подают команды управления от наземной аппаратуры управления или от головки самонаведения в преобразователь координат головного отсека для бортового вычислителя. Осуществляют преобразование координат цели из измерительной системы координат головного отсека в исполнительную систему координат хвостового отсека управления по аналитическим зависимоятям. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх