BADANIA MODUŁU KIEROWANIA RAKIETY WIRUJĄCEJ Z …użytkowych uzyskiwanych przez zmodernizowany...

1

INSTYTUT TECHNICZNY WOJSK LOTNICZYCH

Rozprawa doktorska

mgr inż Janusz NOGA

BADANIA MODUŁU KIEROWANIA

RAKIETY WIRUJĄCEJ

Z ELEKTRYCZNYM NAPĘDEM STEROacuteW

Promotor

prof dr hab inż Andrzej ŻYLUK

Promotor pomocniczy

dr inż Krzysztof MOTYL

WARSZAWA 2019

2

Podziękowania

Prof dr hab inż Zbigniewowi Puzewiczowi ndash za zainteresowanie mnie problematyką

przenośnych przeciwlotniczych zestawoacutew rakietowych bardzo kroacutetkiego zasięgu

możliwościami jej praktycznego zastosowania w polskich siłach zbrojnych wskazanie

interesującego tematu pracy oraz wszechstronną pomoc

dr hab inż Janowi Owsikowi ndash za wspoacutełpracę w realizacji tematu pracy prowadzeniu

badań oraz w wyjaśnianiu metod diagnostycznych stosowanych w badaniach

Zespołowi BUMAR Amunicja w osobach inż Andrzej Piątek Dyrektor ds Techniczno-

Produkcyjnych mgr inż Maciej Moskalewicz Dyrektor Zespołu Konstrukcyjnego Andrzej

Patek Kierownik Działu Rozwoju i Wdrożeń za pomoc techniczną w konstrukcji

demonstratora oraz udostępnieniu aparatury pomiarowej do przeprowadzenia badań

3

SPIS TREŚCI

Wykaz ważniejszych oznaczeń indeksoacutew i skroacutetoacutew 6

1 WSTĘP 9

11 Wprowadzenie 9

12 Cel pracy 9

13 Tezy pracy 10

14 Zakres zrealizowanych prac 11

15 Aktualność podjętego tematu hellip 11

I CZĘŚĆ TEORETYCZNA

2

ANALIZA PRZENOŚNYCH PRZECIWLOTNICZYCH ZESTAWOacuteW

RAKIETOWYCH BLISKIEGO ZASIĘGUhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 12

21 Wprowadzenie 12

22 Rosyjskie przeciwlotnicze zestawy rakietowe pierwszej generacjihelliphelliphelliphelliphellip 13

23 Przeciwlotnicze zestawy rakietowe Igła-1 i Igła 19

24 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy Grom hellip 26

25 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy Mistral hellip 36

26 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy Javelin 37

27 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy Stinger 38

28 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy RBS-70 40

29 Podsumowanie 41

3

SYSTEMY STEROWANIA PRZECIWLOTNICZYMI WIRUJĄCYMI

POCISKAMI RAKIETOWYMIhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 43

31 Wprowadzenie 43

32 Jednokanałowy system sterowania przerzutowego 44

321 Idea jednokanałowego sterowania przerzutowego 44

322 Przykład rozwiązania technicznego sterowania jednokanałowegohelliphelliphelliphellip 49

33 Dwukanałowy system sterowania przerzutowegohelliphelliphellip 57

34 Jednokanałowy system sterowania proporcjonalnego 59

35 Podsumowanie 61

II CZĘŚĆ KONSTRUKCYJNO-TECHNOLOGICZNA

4

ANALIZA I OPTYMALIZACJA ROZWIĄZAŃ TECHNICZNYCH

I KONSTRUKCYJNYCH PRZEDZIAŁU STEROWANIA Z

ELEKTRYCZNYM PROPORCJONALNYM WYCHYLANIEM STEROacuteWhellip

63

41 Koncepcja bloku steroacutew 63

42 Opracowanie wymagań dla przedziału sterowania z gazodynamicznym

sterowaniemhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 65

43 Założenia do opracowania przedziału sterowania z napędem elektrycznym

połączonego z aerodynamicznym i gazodynamicznym sterowaniem dla

zestawu GROMhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip

73

431 Wymagania taktyczno-technicznehellip 73

432 Wymagania dotyczące sposoboacutew zabezpieczeniahelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 76

433 Wymagania dotyczące surowcoacutew materiałoacutew i akcesorioacutewhelliphelliphelliphelliphelliphellip 76

534 Wymagania dotyczące konserwacji opakowania i oznakowaniahelliphelliphelliphelliphellip 76

435 Wymagania specjalnehelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 76

4

5 MODEL MATEMATYCZNY I METODY KONTROLI PARAMETROacuteW

PRZEDZIAŁU STEROWANIA Z NAPĘDEM ELEKTRYCZNYMhelliphelliphelliphellip 77

51 Wprowadzeniehelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 77

52 Parametry przedziału sterowaniahelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 77

53 Projekt aparatury do kontroli parametroacutew użytkowych elektrycznego bloku

sterowaniahelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 79

54 Modelowanie matematyczne elektrycznego przedziału sterowaniahelliphelliphelliphellip 82

541 Wyboacuter parametroacutew podstawowych elektrycznego przedziału sterowaniahelliphellip 82

542 Opracowanie schematu elektrycznego przedziału sterowaniahelliphelliphelliphelliphelliphellip 87

543 Opracowanie modelu matematycznego elektrycznego przedziału sterowania 88

544 Ocena parametroacutew elektrycznego przedziału sterowania na podstawie

wynikoacutew modelowania matematycznegohelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 92

III CZĘŚĆ EKSPERYMENTALNA

6 BADANIE WPŁYWU ELEMENTOacuteW KONSTRUKCJI MODELU GROM

NA JEGO CHARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNEhelliphelliphelliphelliphellip 94


62 Eksperymentalne określenie charakterystyk aerodynamicznych modelu

GROMhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 94

63 Opracowanie analiza i ocena wynikoacutew badańhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 98

64 Metrologiczne zabezpieczenie badańhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 100

7

BADANIA DEMONSTRATORA BLOKU STEROacuteW Z ELEKTRYCZNYM

PROPORCJONALNYM WYCHYLANIEM STEROacuteWhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip

101

71 Badania demonstratora bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym

wychylaniem steroacutew na stanowisku SKPM-1helliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 101

711 Obiekt badańhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 101

712 Przebieg badańhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 103 7121 Sprawdzenie montażu elektrycznegohelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 104

7122 Pomiar maksymalnego kąta wychylenia steroacutewhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 105

7123 Pomiar nachylenia charakterystyki bloku steroacutew przesunięcia fazowego

i wzniosu charakterystyki amplitudowejhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 106

7124 Pomiar wartości przesunięcia zerowego położenia steroacutewhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 107

7125 Pomiar maksymalnej prędkości obrotowej steroacutewhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 107

7126 Pomiar błędu statycznego bloku steroacutewhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 107

713 Wnioski z badańhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 108

714 Wymagania techniczne na model elektromechaniczny steroacutew do wyrobu

GROMhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 108

72 Program badań elektromechanicznego modelu bloku steroacutewhelliphelliphelliphelliphelliphellip 108

721 Przedmiot badańhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 108

7211 Badanie serwomechanizmu proacuteba przy zasilaniu zimnym gazemhelliphelliphelliphellip 109

7212 Badanie bloku steroacutew proacuteba przy zasilaniu zimnym gazem i napięciem

z baterii BTR-07helliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 111

7213 Badanie bloku steroacutew proacuteba przy zasilaniu gorącym gazem PSS i napięciem


7214 Badanie pocisku rakietowego z blokiem steroacutew w proacutebie strzelaniem

z wychwyceniem pocisku przy pomocy siatki 114

5

722 Metodyka wykonywania badańhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 116

7221 Badanie serwomechanizmu proacuteba przy zasilaniu zimnym gazemhelliphelliphelliphelliphellip 116






z wychwyceniem pocisku przy pomocy siatkihelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 117

73 Przeciwlotniczy pocisk rakietowy z przedziałem telemetrycznym

zaelaborowany w wyrzutni GROM-M Program badań strzelaniem helliphelliphellip 118

74 Badania przedziału kierowania z demonstratorem bloku steroacutew

z elektrycznym proporcjonalnym wychyleniem steroacutew GROM-Mhelliphelliphelliphellip 125

75 Badania poligonowe przeciwlotniczego pocisku rakietowego

z demonstratorem bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym

wychylaniem steroacutew GROM-Mhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip

129

8

PODSUMOWANE I WNIOSKIhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 131

81 Analiza i ocena wynikoacutew badań oraz weryfikacja technologii wykonania

i konstrukcji przedziału sterowania z elektrycznym proporcjonalnym

wychylaniem steroacutewhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip

132

82 Analiza układu rozdzielacza PSS bloku steroacutew z elektrycznym

proporcjonalnym wychylaniem steroacutew pocisku GROM-Mhelliphelliphellip 134

83 Wnioski końcowehelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip

9

LITERATURAhelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphelliphellip 135

6

WYKAZ WAŻNIEJSZYCH OZNACZEŃ INDEKSOacuteW I SKROacuteTOacuteW

A Oznaczenia

a - wektor przyspieszenia pocisku rakietowego

a - prędkość dźwięku

xT - położenie środka masy na osi podłużnej modelu przedmuchowego

xцдz położenie środka ciśnienia w płaszczyźnie kąta ataku

xцдy - położenie środka ciśnienia w płaszczyźnie prostopadłej kąta ataku

xśm yśm zśm - wspoacutełrzędne środka masy pocisku rakietowego w układzie związanym

z początkiem pocisku

xśp yśp zśp - wspoacutełrzędne środka parcia rakiety względem bazy pomiarowej

xśps - wspoacutełrzędna środka parcia steroacutew

xs - wspoacutełrzędna przyłożenia gazodynamicznej siły sterującej w początkowej

fazie lotu

- odpowiednio kąt natarcia i kąt ślizgu

p - przestrzenny kąt natarcia (kąt nutacji)

- faza sygnału naprowadzania

δ - kąt wychylenia steroacutew

st - faza sygnału stabilizacji

B INDEKSY

śm - wielkości dotyczące środka masy pocisku

śp - wielkości dotyczące środka parcia

s - wielkości związane ze wspoacutełczynnikami aerodynamicznymi steroacutew

st - wielkości związane ze wspoacutełczynnikami aerodynamicznymi statecznikoacutew

d - wielkości związane ze wspoacutełczynnikami aerodynamicznymi

destabilizatoroacutew

C SKROacuteTY

deg - jednostka kąta lub temperatury (stopień)

NAA - Normalna Atmosfera Artyleryjska

loc - linia obserwacji celu

NAA - obiekt latający

z-p - rakieta klasy ziemia ndash powietrze

PPRTW - przeciwlotniczy pocisk rakietowy z przedziałem telemetrycznym w wyrzutni

PPRW - przeciwlotniczy pocisk rakietowy zaelaborowany w wyrzutni

PPRNW - przeciwlotniczy pocisk rakietowy niezaelaborowany w wyrzutni

PPRN - przeciwlotniczy pocisk rakietowy niezaelaborowany

PPR - przeciwlotniczy pocisk rakietowy

PPZR - przenośny przeciwlotniczy zestaw rakietowy

PK - przedział kierowania

MS - mechanizm startowy

NBZ - naziemny blok zasilania

GSN - głowica samonaprowadzająca

KS - kanał śledzenia GSN

7

KP - kanał pomocniczy GSN

JK - służby kontroli jakości

RSKP - ruchoma stacja kontrolno-pomiarowa

AKP - aparatura kontrolno-pomiarowa

ICR-S - imitator celu realnego stacjonarny

EC - natężenie promieniowania od celu

EZ - natężenie promieniowania od zakłoacutecenia (celu fałszywego)

ET - natężenie promieniowania od tła

Zł2 - złącze drugie (płytka G 2000360) łączące wyrzutnię z NBZ

Zł3 - złącze trzecie (płytka G 2000160) łączące wyrzutnię z MS

PB - program badań

PSS - prochowy silnik sterujący

ZPSS - zapłonnik prochowego silnika sterującego

ŁPSS - ładunek prochowego silnika sterującego

8

Niniejsza rozprawa doktorska w założeniu miała utylitarny cel końcowy ktoacuterym była analiza

opracowanie i badania przedziału sterowania z elektrycznym proporcjonalnym wychyleniem

steroacutew

Obiektem prowadzonej modernizacji był pocisk przeciwlotniczy bardzo kroacutetkiego

zasięgu GROM Zestaw przeciwlotniczy ktoacuterego pocisk GROM jest podstawowym

elementem został opracowany od podstaw w Polsce i jest produkowany przez

przedsiębiorstwa krajowego przemysłu obronnego Odbiorcą tego nowoczesnego produktu

jest Wojsko Polskie oraz w mniejszej ilości jest obiektem eksportu do kilku krajoacutew

Realizacja tego zagadnienia obejmowała analizę przedziału sterowania z elektrycznym

proporcjonalnym wychyleniem steroacutew a od strony eksperymentalnej wymagała opracowania

wykonania oraz zbadania przedziału sterowania w realnym pocisku rakietowym

Złożoność konstrukcji samonaprowadzającego się na cel przeciwlotniczego pocisku

rakietowego wymagania stawiane przez badania eksperymentalne oraz pionierski charakter

realizowanego projektu uczyniły realizację części konstrukcyjnej pracy zadaniem bardzo

trudnym W części pomiarowej oproacutecz uruchomienia i odpowiedniego zsynchronizowania

poszczegoacutelnych elementoacutew zestawu zadaniem złożonym i pracochłonnym przedsięwzięciem

było przeprowadzenie optymalizacji przedziału sterowania pod kątem parametroacutew

użytkowych uzyskiwanych przez zmodernizowany przeciwlotniczy pocisk rakietowy

Przedstawiona rozprawa analizuje złożone zjawiska fizyczne zachodzące

w trakcie naddźwiękowego lotu pocisku przeciwlotniczego oraz sposoby eliminacji efektoacutew

niekorzystnych obniżających jego parametry zasięgowe i średnią prędkość Przedstawiono

informację o trendach rozwoju przenośnych przeciwlotniczych zestawoacutew rakietowych bardzo

kroacutetkiego zasięgu innowacyjną dojrzałą technologicznie wersję przedziału steroacutew z napędem

elektrycznym oraz wyniki badań diagnostycznych stosowanych w trakcie lotu rakiety oraz

uzyskanych w badaniach na stacjonarnych stanowiskach pomiarowych

9

1 WSTĘP

11 Wprowadzenie

Możliwość zastosowania sterowania proporcjonalnego w przenośnych

przeciwlotniczych zestawach rakietowych bardzo kroacutetkiego zasięgu pojawiła się z chwilą

opanowania technologii wykonywania małych bezszczotkowych krokowych silnikoacutew

elektrycznych prądu stałego charakteryzujących się bardzo dużą szybkością działania oraz

wysoką dokładnością ustawienia kąta obrotu dzięki wykorzystaniu do sterowania układoacutew

mikroprocesorowych

Zastosowanie bezszczotkowych silnikoacutew krokowych w układach napędu steroacutew

umożliwia zastąpienie sterowania jednokanałowego opartego na sterach przerzutowych

sterowaniem proporcjonalnym polegającym na płynnym wychylaniu się steroacutew w odpo-

wiednim kierunku w zależności od potrzebnej chwilowej wartości siły sterującej

12 Cel pracy

Celem pracy było opracowanie wykonanie oraz badanie nowego elementu rakiety

przeciwlotniczej tj bloku sterowania z elektrycznym proporcjonalnym wychyleniem steroacutew

ktoacutery po zastosowaniu w przenośnym przeciwlotniczym zestawie rakietowym bardzo

kroacutetkiego zasięgu typu GROM daje gwarancję otrzymania rakiety o parametrach

przewyższających wspoacutełczesny poziom rozwoju tego typu pociskoacutew

Nakreślony cel i głoacutewne zadania niniejszej pracy wyznaczają jej układ Całość pracy

podzielono na trzy zasadnicze części Część pierwsza obejmującą rozdziały 2 i 3 pracy

zawiera analizę teoretyczną i literaturową systemu sterowania proporcjonalnego w ktoacuterej

przedstawiono

analizę konstrukcyjną wspoacutełczesnych zestawoacutew przeciwlotniczych bardzo kroacutetkiego

zasięgu zwracając szczegoacutelną uwagę na wykorzystywane w nich systemy sterowania

rodzaje napędoacutew steroacutew oraz stosowane metody naprowadzania

analizę najczęściej stosowanych systemoacutew sterowania

Część ta wyjaśnia ideę jednokanałowego sterowania proporcjonalnego jego wady i zalety

obszary zastosowań oraz określa ilościowe roacuteżnice między sterowaniem proporcjonalnym

i przerzutowym

Druga część pracy (konstrukcyjno-technologiczna) obejmuje rozdziały 4 i 5 W tej

części opisano następujące zagadnienia

analizę i optymalizację rozwiązań technicznych i konstrukcyjnych przedziału

sterowania z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew

model matematyczny i metody kontroli parametroacutew przedziału sterowania z napędem

elektrycznym

W trzeciej części rozprawy opisano szeroko zakrojone badania laboratoryjne w celu

określenia własności elektromechanicznych modelu nowego przedziału steroacutew z napędem

elektrycznym Przeprowadzono roacutewnież badania w locie pocisku GROM-M w warunkach

10

poligonu zakładowego oraz na poligonie przeciwlotniczym z kompletnym modelem pocisku

GROM-M z nowym elektrycznym napędem steroacutew Wyniki kompleksowych badań własności

zmodernizowanego przedziału steroacutew opisano w rozdz 6 i 7 gdzie zamieszczono

opracowanie i wykonanie stanowisk badawczych do badań demonstratora technologii

przedziału sterowania z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew

badania wpływu elementoacutew konstrukcji pocisku GROM na jego charakterystyki

aerodynamiczne

badania demonstratora bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem

steroacutew na stanowisku SKPM-1

badania przedziału kierowania z demonstratorem steroacutew z elektrycznym proporcjo-

nalnym wychylaniem steroacutew pocisku GROM

badania poligonowe przeciwlotniczego pocisku rakietowego z demonstratorem bloku

steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew pocisku GROM

analizę układu rozdzielacza PSS bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym

wychylaniem steroacutew pocisku GROM

Rozprawę zakończono podsumowaniem i wnioskami ukierunkowanymi na prace

rozwojowe pocisku Grom o podwyższonych parametrach zasięgowych

13 TEZA PRACY

Z analizy literatury światowej opisującej wspoacutełczesne pociski przeciwlotnicze bardzo

kroacutetkiego zasięgu wynika że wspoacutełczesne zestawy osiągnęły kres możliwości zasięgowych

(pułap zasięg średnia prędkość) Poprawa tych parametroacutew wymaga zaprojektowania

nowych modułoacutew pocisku prowadzących do zmniejszenia oporoacutew aerodynamicznych Jedną

z możliwych droacuteg definiuje następująca teza

Zwiększenie strefy rażenia i poprawa dokładności naprowadzania pocisku rakietowego

na cel termiczny są możliwe przez implementację bloku sterowania z elektrycznym

proporcjonalnym wychyleniem steroacutew w pocisku przeciwlotniczym GROM

Podstawowym celem przedstawionej rozprawy doktorskiej z powyżej sformułowaną

tezą jest wykazanie przydatności i zalet zaprojektowanego i wykonanego przedziału

sterowania z elektrycznym proporcjonalnym wychyleniem steroacutew w pocisku GROM W

szczegoacutelności

wytworzenie przedziału steroacutew ktoacutery zapewni zwiększenie strefy rażenia zestawu

przeciwlotniczego GROM-M poprawiając jednocześnie dokładność naprowadzania

pocisku na cel oraz zwiększenie jego zasięgu

poroacutewnanie sterowania jednokanałowego opartego na sterach przerzutowych ze

sterowaniem proporcjonalnym - polegającym na płynnym wychylaniu się steroacutew

w odpowiednim kierunku w zależności od potrzebnej wartości siły sterującej

wykazując konkurencyjność sterowania elektrycznego proporcjonalnego ze względu na

jego własności użytkowe prostotę rozwiązania technicznego oraz wymaganej mocy

elektrycznej z pokładowego źroacutedła zasilania pocisku

11

14 Zakres zrealizowanych prac

W pracy przedstawiono wyniki badań prowadzonych w ramach planowanej strategii

rozwoju polskich sił zbrojnych Pionierski charakter wielu przedstawionych problemoacutew

zmuszał do przeprowadzenia wielu badań i prac aplikacyjnych od podstaw Rozpoczynano je

dysponując skromną bazą technologiczną i doświadczalną Stanowiska badawcze do oceny

charakterystyk elektromechanicznych budowano na podstawie doświadczeń z programu

GROM W rozprawie przedstawiono przeważnie ostatnie ogniwa w łańcuchu prac nad danym

problemem prezentując pozytywny wynik lub najlepszą wersję opracowanych podzespołoacutew

W rezultacie doprowadziły one do powstania modelu nowej wersji przenośnego przeciw-

lotniczego zestawu rakietowego bardzo kroacutetkiego zasięgu typu GROM-M

W podziękowaniu zamieszczonym na początku rozprawy składam wyrazy uznania za

udzieloną przez wielu wspoacutełpracownikoacutew pomoc Całość projektu realizowana była przez

duży zespoacuteł badawczy i produkcyjny głoacutewnie z WAT oraz MESKO SA ktoacuterym to zespołem

miałem zaszczyt i przyjemność kierować pełniąc rolę głoacutewnego konstruktora kierownika

planowania badań laboratoryjnych i poligonowych oraz koordynatora merytorycznego całego

projektu

15 Aktualność podjętego tematu

Temat pracy jest ściśle związany z programem realizacji strategii rozwoju sił

zbrojnych na lata najbliższe

Oryginalność niniejszej rozprawy polega na

opracowaniu wykonaniu i weryfikacji doświadczalnej kompletnych zestawoacutew bloku

steroacutew

zastosowaniu powstałych urządzeń w przenośnym przeciwlotniczym zestawie

rakietowym bardzo kroacutetkiego zasięgu GROM

opracowaniu i zastosowaniu zestawoacutew diagnostycznych do pomiaru parametroacutew bloku

sterowania

W czasie rozpoczynania tematu nieznane były bądź posiadano niewiele informacji

literaturowych o zrealizowanych w rozprawie rozwiązaniach konstrukcyjnych Przedstawione

w niniejszej rozprawie wyniki badań stanowią zdaniem autora istotną nowość i dostarczają

wielu cennych informacji w projektowaniu nowych wyroboacutew w obszarze przenośnych

przeciwlotniczych zestawoacutew rakietowych bardzo kroacutetkiego zasięgu

12


2 Analiza przenośnych przeciwlotniczych zestawoacutew rakietowych bliskiego

zasięgu

21 Wprowadzenie

Przenośne przeciwlotnicze zestawy rakietowe (Man Portable Air-Defence System -

MANPADS) o zasięgu nieprzekraczającym obecnie 7000 m należą do najbardziej

rozpowszechnionych rakietowych środkoacutew ogniowych obrony przeciwlotniczej wojsk [1-4]

W konstrukcji tej broni można wyroacuteżnić następujące linie rozwojowe

amerykańską Redeye Stinger (rys 21)

angielską Blowpipe Jevelin Starburst Starstreak

francuską Mistral

rosyjską Strzała Igła (rys 22)

szwedzką RBS-70 RBS-90

polską GROM

Dwie głoacutewne linie rozwojowe MANPADS (rys 21 i 22) wytyczone przez

amerykańskie i rosyjskie biura konstrukcyjne są bliźniaczo podobnymi stosującymi podobne

rozwiązania techniczne w poszczegoacutelnych układach budowy zaroacutewno rakiety jak i wyrzutni

Rys 21 Linia rozwojowa amerykańskich przeciwlotniczych zestawoacutew rakietowych Stinger

Rys 22 Linia rozwojowa rosyjskich przeciwlotniczych zestawoacutew rakietowych Igła

13

22 ROSYJSKIE PRZECIWLOTNICZE ZESTAWY RAKIETOWE PIERWSZEJ

GENERACJI

Zespołem ktoacutery podjął się opracowania pierwszego radzieckiego przenośnego

przeciwlotniczego zestawu rakietowego było Biuro Konstrukcyjne Budowy Maszyn

z Kołomny [5 6] Wzorcem konstrukcyjnym dla Strzały-2 był amerykański zestaw Red Eye

ktoacuterego pocisk naprowadzany był za pomocą głowicy reagującej na ciepło emitowane przez

cel [7-8]

Rys 23 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy 9K32 Strzała-2

a - pocisk rakietowy b ndash wyrzutnia c - mechanizm startowy Ia - koordynator celu Ib - blok

elektroniki sterowania I - głowica samonaprowadzająca II - przedział sterowania III - głowica

bojowa IVa - silnik marszowy IVb - silnik startowy IV - przedział napędowy

1 - pokrywa przednia 2 - mechanizm uderzeniowy 3 ndash muszka 4 - źroacutedło zasilania wyrzutni

5 ndash szczerbinka 6 - pokrywa złącza pokładowego 7 - złącze mechanizmu startowego 8 - pas nośny

9 - rura wyrzutni 10 - złącze 11 - bezpiecznik przed strzałem przypadkowym 12 ndash spust 13 ndash styki

14 ndash chwyt 15 - zespoacuteł stykowy 16 - blok elektroniki 17 - złącze kontrolne 18 - stopka 19 - głośnik

20 - rygiel mechanizmu startowego

Zestaw 9K32 bdquoStrzała-2rdquo składa się z samonaprowadzającego się na cel pocisku

rakietowego 9M32 znajdującego się w hermetycznej rurze wyrzutni 9P54 źroacutedła zasilania

9B17 oraz mechanizmu startowego 9P53 (rys 23) Kontener transportowo-startowy 9P54 był

urządzeniem jednorazowego użytku wykonanym z laminatu szklanego z przymocowanym do

niego termicznym źroacutedłem zasilania mechanizmu startowego 9B17 ndash także jednorazowym

ale z możliwością wymiany W warunkach fabrycznych możliwa była ponowna elaboracja

kontenera ndash wtedy na jego korpusie były malowane paski informujące o ilości takich

elaboracji Częścią kontenera był też przymocowany do wylotu jego rury blok służący do

bdquorozkręceniardquo żyroskopu głowicy oraz proste przeziernikowe przyrządy celownicze

14

Mechanizm startowy 9P53 jest urządzeniem wielokrotnego użytku i służy do przygotowania

pocisku do startu (uruchamia i sprawdza poszczegoacutelne jego zespoły) i spowodowania

odpalenia pocisku Zawiera on blok elektroniki mechanizm spustowo-zabezpieczający

i sygnalizator dźwiękowy

Samonaprowadzający się na cel pocisk przeciwlotniczy 9M32 składa się z czterech

połączonych ze sobą przedziałoacutew

głowicowego wyposażonego w termiczną głowicę samonaprowadzającą

sterowania gdzie znajduje się aparatura sterowania lotem pocisku rakietowego

bojowego do ktoacuterego zaelaborowano ładunek odłamkowo-zapalający o działaniu

kumulacyjnym wraz z zapalnikiem

napędowego z silnikiem startowym i marszowym oraz zespołem dysz i statecznikoacutew

Napęd pocisku zapewniały silniki na stały materiał pędny ndash startowy całkowicie

spalający się w rurze-prowadnicy i dwustopniowy marszowy Silnik startowy zaroacutewno

napędza pocisk nadając mu w chwili wyjścia z prowadnicy prędkość około 28 ms jak

i nadaje mu ruch obrotowy na skutek skośnego ustawienia dysz wylotowych Rotacja pocisku

podtrzymywana jest na torze lotu przez skośne ustawienie stabilizatoroacutew Aby gazy prochowe

nie oddziaływały na strzelającego silnik startowy kończył pracę w rurowej prowadnicy i gazy

nie wydostawały się na zewnątrz rury Dla bezpieczeństwa operatora silnik marszowy

rozpoczynał pracę dopiero w odległości około 5 metroacutew od wyrzutni Jego pierwszy stopień

rozpędzał rakietę do prędkości 430 ms drugi podtrzymywał tę prędkość w czasie lotu

Stabilizację pocisku rakietowego zapewniały cztery składane do przodu w położeniu

transportowym stateczniki ktoacutere pod działaniem układu sprężyn otwierały się po wyjściu

rakiety z wyrzutni rurowej

Głowica bojowa pocisku rakietowego 9M32 ma masę 117 kg (w tym 370 g to masa

kruszącego materiału wybuchowego) i charakteryzuje ją działanie odłamkowo-burząco-

kumulacyjne Detonację ładunku zapewniał zapalnik uderzeniowy dający możliwość

zniszczenia czy poważnego uszkodzenia celu tylko przy bezpośrednim trafieniu

Opracowaniem głowicy samonaprowadzającej zajęło się leningradzki instytut OKB-

357 Przy pracach nad nią wykorzystano doświadczenia zdobyte przy konstruowaniu

analogicznych układoacutew samonaprowadzania dla rakiet powietrze-powietrze K-13 i K-8MT

Głowica dla Strzały-2 powtarzała ich układ konstrukcyjny ale ważyła jedynie 12 kg i miała

średnicę zewnętrzną zaledwie 72 mm W charakterze detektora promieniowania podczerwo-

nego wykorzystano element z siarczku ołowiu pracujący w zakresie długości fali 17divide28 μm

Kąt widzenia głowicy wynosił około 19deg a kątowa prędkość śledzenia celu podczas startu

około 6degs Takie parametry pozwalały na zwalczanie szybkich celoacutew jedynie z tylnej

poacutełsfery gdy głowica była skierowana niemal bezpośrednio na dysze silnikoacutew celu Dużym

ograniczeniem w zastosowaniu pocisku rakietowego była podatność głowicy na wszelkie

zakłoacutecenia początkowo głoacutewnie naturalne Tak więc zabronione było jego odpalanie w stre-

fie kątoacutew około 20deg w stosunku do tarczy słońca a kąt nachylenia wyrzutni w stosunku do

ziemi musiał być większy niż 5deg ponieważ głowica mogła naprowadzić pocisk na cel o naj-

większym kontraście termicznym ktoacuterym niekoniecznie musiał być samolot przeciwnika

Sekwencja czynności do wystrzelenia z wyrzutni Strzała-2 wygląda w następujący

sposoacuteb po wzrokowym wykryciu celu strzelec włącza elektryczne źroacutedło zasilania ktoacutere

zasila bloki elektroniczne mechanizmu startowego oraz mechanizm rozkręcający rotor

15

żyroskopu głowicy Po około pięciu sekundach głowica jest zdolna do uchwycenia celu

a moment przechwycenia sygnalizowany jest akustycznie i optycznie lampką w polu

widzenia operatora Cały proces poszukiwania i przechwycenia celu nie może trwać dłużej

niż 40 sekund taki jest bowiem czas pracy baterii zasilającej Po lekkim naciśnięciu przycisku

startowego następuje odblokowanie platformy żyroskopowej dzięki czemu głowica może

rozpocząć śledzenie celu Po silnym naciśnięciu spustu układ elektryczny powoduje inicjację

pracy silnika startowego ktoacutery wyrzuca pocisk rakietowy z wyrzutni i nadaje mu prędkość

ok 28 ms W odległości ok 5 metroacutew od wyrzutni rozpoczyna pracę silnik marszowy

odblokowują się też podwoacutejne zabezpieczenia zapalnika Jeśli w ciągu 11divide14 sekund od

startu pocisk nie trafi w cel samolikwidator spowoduje detonację głowicy bojowej

Zestaw 9K32 jest przeznaczony do zwalczania nisko lecących celoacutew przede

wszystkim z tylnej poacutełsfery (na kursie oddalania) w warunkach widzialności optycznej

Zestaw ma możliwość zwalczanie celoacutew powietrznych wykonujących manewry i celoacutew

nieruchomych Podstawowym rodzajem startu miały być odpalenia z tylnej poacutełsfery do

wszystkich samolotoacutew oraz śmigłowcoacutew lecących z prędkością do 950 kmgodz Starty do

celoacutew zbliżających się (z przedniej poacutełsfery) można było dokonywać tylko do śmigłowcoacutew

i samolotoacutew tłokowych lecących z prędkościami do 550 kmgodz

Zestawy 9K32 Strzała-2 zostały wprowadzone na uzbrojenie Armii Radzieckiej

w 1967 roku a już dwa lata poacuteźniej brały udział w walkach egipsko-izraelskich na wyspie

Synaj W 1971 roku użyto ich po raz pierwszy w Wietnamie gdzie efektem ich użycia było

co najmniej kilkadziesiąt zestrzelonych i kilkaset uszkodzonych amerykańskich samolotoacutew

i śmigłowcoacutew Zastosowanie Strzał-2 na polu walki pozwoliło na zdobycie cennych

doświadczeń eksploatacyjnych i sformułowanie wymagań dla dalszej modernizacji zestawu

Uzyskane doświadczenia z eksploatacji zestawu w jednostkach oraz bojowego użycia

wykazały liczne niedostatki systemu Zbyt mała była czułość głowicy i jej odporność na

zakłoacutecenia - tak sztuczne jak i naturalne Roacutewnież fakt dostosowania systemu tylko do

zwalczania szybkich celoacutew z tylnej poacutełsfery ograniczał skuteczność - trafienie pocisku

w część ogonową celu tam gdzie znajdowały się emitujące ciepło dysze silnikoacutew ale z kolei

nie było układoacutew i zespołoacutew istotnych z punktu widzenia żywotności samolotu nie musiało

wcale prowadzić do zniszczenia celu Spowodowane przez Strzały-2 uszkodzenia często

mogły być naprawione nawet w warunkach polowych W związku z tym już w październiku

1968 r zalecono rozpoczęcie prac modernizacyjnych Ich głoacutewnymi założeniami było

uproszczenie i skroacutecenie cyklu strzelania poprzez automatyzację procesu przechwycenia celu

i odpalenia pocisku rakietowego poprawienie selekcji celoacutew na tle zakłoacuteceń stacjonarnych

wyeliminowanie możliwości odpalenia do celoacutew znajdujących się poza strefą skutecznego

rażenia a także rozszerzenie tej strefy Zakładano także umożliwienie zwalczania celoacutew

lecących z prędkością 260 ms z tylnej poacutełsfery oraz samolotoacutew tłokowych i śmigłowcoacutew

lecących z prędkością 150 ms na kursach spotkaniowych Poprawiono także poprzez

wprowadzenia filtra w detektorze odporność głowicy na naturalne zakłoacutecenia szczegoacutelnie

podczas zachmurzenia Mimo wszystko podstawowych wad a więc braku możliwości

przechwycenia celoacutew znajdujących się na kątach w granicach 20-30deg od słońca czy też

wrażliwości na pułapki termiczne nie wyeliminowano

Zmodernizowany zestaw ktoacutery otrzymał oznaczenie 9K32M Strzała-2M [4] został

przyjęty na uzbrojenie w 1970 r Zastosowano w nim nowy pocisk rakietowy 9M32M

16

umieszczony w kontenerze 9P54M i wspoacutełpracujący z nowym mechanizmem startowym

9P58 (rys 24) Ze względu na modyfikacje w układzie elektrycznym nie było w zmoder-

nizowanym zestawie możliwe wykorzystanie kontenera ze starszym pociskiem rakietowym

Zewnętrznie oba zestawy roacuteżniły się nieco szczegoacutełami konstrukcyjnymi mechanizmu

startowego i tej części wyrzutni ktoacutera bezpośrednio z nim sąsiadowała (rys 25)

Rys 24 Mechanizm startowy 9P58 wraz z opakowaniem transportowym i futerałem

do przenoszenia

Rys 25 Poroacutewnanie przenośnych rakietowych zestawoacutew przeciwlotniczych 9K32 (u goacutery)

9K32M (po środku) i 9K34 (na dole)

17

Roacutewnolegle z pracami modernizacyjnymi ktoacutere doprowadziły do powstania Strzały-2M

rozpoczęto studia nad głębszą modernizacją zestawu Temat oznaczony Strzała-3 został

zatwierdzony w 1968 r Radykalną poprawę parametroacutew miała zapewnić nowa głowica

samonaprowadzająca ktoacuterą opracowywało biuro konstrukcyjne zakładoacutew Arsenał w Kijowie

Koordynatorem prac pozostało KBM w Kołomnie

Proacuteby prototypoacutew prowadzone były w latach 1972divide73 r po ich zakończeniu zestaw

został przyjęty w 1974 r do uzbrojenia jako 9K34 Strzała-3

Tabela 21

Podstawowe dane taktyczno-techniczne radzieckich przenośnych zestawoacutew rakietowych

pierwszej generacji

Nazwa systemu Strzała 2 Strzała 2M Strzała 3

Oznaczenie systemu 9K32 9K32M 9K34

Oznaczenie kontenera startowego 9P54 9P54M 9P59

Oznaczenie mechanizmu startowego 9P53 9P58 9P58M

Oznaczenie rakiety 9M32 9M32M 9M36

Rok wprowadzenia do uzbrojenia 1968 1970 1974

Masa w położeniu bojowym [kg] 145 15 16

Masa pocisku rakietowego [kg] 92 985 103

Masa głowicy bojowej [kg] 117 117 117

Długość pocisku rakietowego [mm] 1443 1438 1470

Średnica pocisku rakietowego [mm] 72 72 72

Długość wyrzutni [mm] 1490 1490 ok1500

Średnia prędkość pocisku rakietowego [ms] 430 430 400

Strefa rażenia odległość [m] 800divide3400 500divide4200 500divide4100

Strefa rażenia wysokość [m] 50divide2000 50divide2300 15divide2200

Prędkość celu oddalającego się [ms] 220 260 260

Prędkość zbliżającego się [ms] - 150 310

Prawdopodobieństwo zniszczenia celu 1 rakieta typu

myśliwiec odrzutowy z tylnej poacutełsfery 019divide025 022divide025 031divide033

Przy zwalczaniu samolotoacutew tłokowych i śmigłowcoacutew 30divide3000 m

Nowa głowica oznaczona 9E45 miała w poroacutewnaniu z głowicą 9E46 Strzały-2M

dwukrotnie czulszy detektor - działający w zakresie 35divide50 μm dzięki temu większą

odporność na zakłoacutecenia jak roacutewnież umożliwiała użycie zestawu w gorszych warunkach

atmosferycznych (deszcz śnieg duże zapylenie powietrza) W znacznie większym stopniu

wyeliminowano wrażliwość głowicy na zakłoacutecenia naturalne a więc na przykład tarczę

18

słoneczną czy też odbicie słońca od chmur Głowica przeszukiwała przestrzeń w zakresie

kąta 40deg na każdą stronę

Głowica 9E45 pozwoliła także w dużym stopniu poprawić zdolność zwalczania

szybkich samolotoacutew na kursach spotkaniowych (tabela 21) Prędkość celoacutew zwalczanych

w takich warunkach mogła wynosić do 310 ms a maksymalna odległość celu wzrosła do

2500 m Cel taki moacutegł manewrować z przeciążeniem do 3 g Strzelanie do celoacutew na kursach

spotkaniowych uprościło także zastosowanie układu określającego strefę odpalenia na

podstawie poziomu sygnału odbitego od celu trafiającego do głowicy naprowadzania po

rozpoczęciu śledzenia Jeśli sygnał był zbyt słaby - czyli odległość była zbyt duża lub zbyt

silny - odległość zbyt mała z punktu widzenia czasu reakcji systemu automat startowy

blokował start pocisku

Poprawę efektywności stosowania zestawoacutew 9K32M proacutebowano poprawić roacutewnież

wprowadzając urządzenia wykrywające nadlatujące samoloty przeciwnika System

o kryptonimie Pelengator (rys 26) wykrywał emisje radiolokatoroacutew pokładowych

i radiolokacyjnych wysokościomierzy maszyn przeciwnika i na tej podstawie miał określać

kierunek zbliżającego się celu

Rys 26 System Pelengator wraz z zestawem 9K32M Strzała-2M

Wcześniejsze wykrycie zbliżającej się emisji elektromagnetycznej dawało operatorowi

możliwość wcześniejszego włączenia zasilania zestawu i dodatkowe kilkanaście sekund na

skupienie się na wzrokowej identyfikacji i przechwyceniu celu Antena Pelengatora

mocowana była do hełmu operatora reszta aparatury wraz ze źroacutedłem zasilania mieściła się

w torbie przenoszonej na ramieniu żołnierza Wykrycie emisji sygnalizowane było

akustycznie Skuteczność Pelengatora nie była zbyt wysoka szczegoacutelnie że nie wszystkie cele

emitowały fale elektromagnetyczne brak było także możliwości wcześniejszego określenia

przynależności państwowej wykrytego celu

Poprawę parametroacutew układu naprowadzania uzyskano wprowadzając układ chłodzenia

detektora ktoacuterego czynnik roboczy - ciekły azot znajdujący się pod dużym ciśnieniem

umieszczony został w kulistym zespolonym z termiczną baterią zbiorniku (oznaczenie bloku

19

zbiornika i baterii - 9P51) zamontowanym w miejscu dotychczasowej baterii 9B17

Właśnie obecność kulistego zbiornika azotu ktoacuterego oś jest roacutewnoległa do osi

pojemnika-wyrzutni na pierwszy rzut oka pozwala odroacuteżnić zestaw Strzała-3 od poprzednich

wersji (rys 25) Zmiany w głowicy i układzie zasilania spowodowały konieczność

wprowadzenia nowego pojemnika-wyrzutni 9P59 i zmodernizowanego urządzenia startowego

9P58M O ile zmianie uległ układ naprowadzania rakiety Strzały-3 ktoacuterą oznaczono 9M36

i część osprzętu wyrzutni to cała rakietowa część zestawu wraz z blokiem sterowania

głowicą bojową i układem napędowym pozostały praktycznie niezmienione w poroacutewnaniu

z rakietą 9M32M Stąd też jej nieco gorsze z racji wzrostu masy pocisku charakterystyki

dynamiczne Właśnie to oraz wysoka cena zestawu spowodowało że Strzała-3 nie uzyskała

większej popularności poza granicami ZSRR [9]

23 Przeciwlotnicze zestawy rakietowe Igła-1 i Igła

Pomimo że Strzała-3 miała znacząco lepsze charakterystyki niż poprzednie wersje

wojskowi nadal zwracali uwagę na liczne ograniczenia zestawu 9K34 przede wszystkim

wrażliwość na celowe zakłoacutecenia - pułapki termiczne i promienniki mikrofalowe Nadal nie

wyeliminowano też do końca wpływu zakłoacuteceń naturalnych szczegoacutelnie przy zwalczaniu

celoacutew na kursach spotkaniowych Przed perspektywicznymi zestawami tej klasy stawiano też

wymagania możliwości zwalczania celoacutew w nocy zmniejszenia ogoacutelnej masy i poprawy

charakterystyk eksploatacyjnych a także włączenia go w systemy wykrywania rozpoznania

przynależności państwowej i kierowania ogniem środkami OPL

Na podstawie tych uwag zostały sformułowane i zatwierdzone w 1971 roku wymagania

dla przenośnego przeciwlotniczego zestawu rakietowego drugiej generacji ktoacutery otrzymał

kryptonim Igła [10-12] Za priorytet uznano w nich poprawę rozdzielczości głowicy w celu

zwiększenia jej odporności na sztuczne zakłoacutecenia i umożliwienia selekcji celu na tle

zakłoacuteceń zapewnienie automatycznego rozpoznawania przynależności celu (dotychczas

strzelec określał ją wizualnie) a także włączenie zestawoacutew przenośnych w taktyczny system

kierowania ogniem obrony przeciwlotniczej i zapewnienie strzelcom odpowiednio wczesnego

dopływu informacji o celach Wymagano także zwiększenia zasięgu i pułapu skutecznego

użycia zestawu szczegoacutelnie przy zwalczaniu celoacutew na kursach spotkaniowych oraz poprawy

skuteczności głowicy bojowej Zmiany te nie mogły w znaczący sposoacuteb wpłynąć na zwię-

kszenie masy i gabarytoacutew zestawu

Opracowanie zestawu 9K38 z pociskiem rakietowym 9M39 polecono KBM zaś nowej

głowicy samonaprowadzania leningradzkim zakładom LOMO Igła miała być zestawem

zupełnie nowym i opracowywanym od podstaw mimo że nie odżegnywano się od ogoacutelnej

koncepcji i pewnych rozwiązań typowych dla zestawoacutew pierwszej generacji Wraz

z zestawem miał być opracowany min blok identyfikacji bdquoswoacutej-obcy (Instytut Naukowo-

Badawczy Przyrządoacutew Pomiarowych Ministerstwa Przemysłu Radiowego) oraz przenośny

planszet indykacji sytuacji powietrznej (Centralne Biuro Konstrukcyjne Przyrządoacutew

Ministerstwa Przemysłu Obronnego)

Z uwagi na przeciągające się prace badawcze nad opracowaniem nowych technologii

potrzebnych do skonstruowania odpowiednio czułej odpornej na zakłoacutecenia i niezawodnej

głowicy naprowadzającej jednocześnie mieszczącej się w pocisku o średnicy 72 mm w 1978

20

roku wojsko zrezygnowało z części wymagań aby moacutec uzyskać uproszczoną wersję zestawu

Tak powstały zestaw oznaczony jako Igła-1 składał się z nowej głowicy bojowej silnika

bloku sterowania i mechanizmu startowego ale zastosowana została w niej zmodyfikowana

głowica naprowadzania 9E45 (rys 27) pochodząca od Strzały-3 Jednocześnie prace nad

docelowym wariantem zestawu 9K38 Igła miały być intensywnie kontynuowane Tak

opracowana wyrzutnia została poddana badaniom w 1980 roku a już rok poacuteźniej zestaw

o symbolu 9K310 Igła-1 został wprowadzony na uzbrojenie Armii Radzieckiej [5] W jego

skład wchodził pocisk rakietowy 9M313 umieszczony w jednorazowym pojemniku-wyrzutni

9P322 mechanizm startowy 9P519 z wbudowanym układem identyfikacji bdquoswoacutej-obcy 1L14

oraz planszet indykacji sytuacji powietrznej 1L15-1

Rys 27 Głowica samonaprowadzania 9E45 wraz z wyrzutnią zestawu 9K310 Igła-1

Charakterystyki głowicy w stosunku do zestawu Strzała-3 pozostały praktycznie

niezmienione Podstawową modyfikacją było wprowadzenie w niej dodatkowego układu

logicznego wydającego komendę korekty kursu pocisku na pierwszym etapie lotu tuż po

zejściu z wyrzutni Miało to na celu poprawę dynamiki naprowadzenia na wyliczony punkt

spotkania pocisku z celem w początkowym trudno sterowalnym aerodynamicznie okresie

ruchu pocisku rakietowego Korekta pocisku była realizowana przez impuls miniaturowych

silnikoacutew na stały materiał pędny swego rodzaju silnika korekcyjnego umieszczonego w prze-

dziale sterowania Na wyrzutni dodano roacutewnież elektroniczny przełącznik reżimoacutew pracy

bdquopogoń-spotkanie Zmianie uległ roacutewnież blok baterii i zbiornika azotu - nowy nosi

oznaczenie 9B238 a jego oś jest odchylona w doacuteł od osi wyrzutni

Znaczącą poprawę charakterystyk lotnych ndash zasięgu pułapu wzrostu prędkości rakiety

możliwości zwalczania celoacutew poruszających się z prędkościami naddźwiękowymi także na

kursach spotkaniowych uzyskano stosując nowy dwuzakresowy silnik rakietowy o większym

impulsie i czasie pracy Niezależny od silnika marszowego jest silnik startowy zapewniający

wyrzucenie pocisku z wyrzutni odrzucany jest po zakończeniu swojej pracy Zmodyfikowano

także układ aerodynamiczny i blok sterowania pocisku rakietowego Ma on w tej wersji

oproacutecz dwoacutech powierzchni sterowych roacutewnież dwa składane destabilizatory Mają one za

21

zadanie poprawić manewrowość pocisku poprzez zwiększenie efektywności samych steroacutew

przy wykonywaniu manewroacutew na dużych kątach natarcia Skośnie ustawione destabilizatory

podtrzymują roacutewnież na torze lotu ruch wirowy pocisku wokoacuteł własnej osi Zamocowane

w pobliżu dyszy silnika stateczniki w stanie złożonym przylegają do bokoacutew korpusu

W centralnej części owiewki głowicy naprowadzania umieszczony został niewielki stożkowy

grot wsparty na trzech prętach ktoacuterego zadaniem jest zmniejszenie oporoacutew

aerodynamicznych przy prędkościach naddźwiękowych Stożkowa osłona grota z przodu

wyrzutni-pojemnika jest głoacutewnym elementem identyfikacyjnym Igły-1

Z układem napędowym rakiety ściśle wiąże się także problem zwiększenia skuteczności

głowicy bojowej - chociaż ma ona taką samą masę i ładunek bojowy jak w Strzałach -22M3

Charakteryzuje się większą zdolnością rażenia z racji nowego materiału wybuchowego

i układu detonującego Z zapalnikiem połączony jest także generator powodujący roacutewnoległą

z ładunkiem głowicy bojowej detonację resztek paliwa silnika marszowego W znaczący

sposoacuteb wpływa to na efekt niszczący jako że w zależności od odległości do celu masa

niespalonego paliwa rakietowego może wynosić nawet ponad 1-2 kg

Zupełnie nową jakość nadało zestawowi zintegrowanie z systemem rozpoznawczym

IFF oraz dodanie przenośnego planszetu indykacji sytuacji powietrznej To pierwsze

urządzenie oznaczone jako 1L14 zostało wbudowane w urządzenie startowe Interrogator

zaczyna działać automatycznie w momencie uchwycenia celu przez głowicę i blokuje start

jeśli śledzony jest własny obiekt latający Układ działa w zakresie 20-30deg w azymucie i 70deg

w elewacji W przypadku gdy w tym wycinku przestrzeni znajdzie się oproacutecz właściwego

celu także własny statek latający operator ma możliwość ręcznego odłączenia blokady startu

pocisku rakietowego Skuteczność układu rozpoznania bdquoswoacutej-obcyrdquo producent określa na

90 Na planszecie indykacji sytuacji powietrznej 1L15-1 (rys 28) obecność celu jest

sygnalizowana zapaleniem się znacznika na ekranie Może on wyświetlać informacje o czte-

rech celach przy tym podawana jest informacja o ich przynależności państwowej i kursie

względem pozycji pododdziału przeciwlotniczego z dokładnością do 1000 m na odległości

i 5-25deg w azymucie Warunkiem skutecznego wykorzystania urządzenia jest jego

topograficzne dowiązanie na podstawie danych uzyskanych ze wspoacutełpracującego wozu

dowodzenia i wskazań kompasu Informacja o sytuacji powietrznej jest transmitowana do

planszetu kodowanym łączem radiowym z punktu kierowania ogniem OPL wyższego

szczebla znajdującego się w odległości do 10 km

Planszet obsługuje dowoacutedca drużyny przeciwlotniczej będący jednocześnie jednym

z jej strzelcoacutew Dysponuje on radiostacją R-147 za pośrednictwem ktoacuterej przydziela cele do

zwalczania strzelcom posiadającym odbiorniki R-147P oczywiście - w razie potrzeby - może

także przekazywać je głosem Wykorzystanie planszetu pozwala na wykrycie przez

pojedynczego strzelca nadlatującego celu znajdującego się w odległości ok 5 km z 90

prawdopodobieństwem Wcześniej prawdopodobieństwo to wynosiło 40-50 dla odległości

3-4 km Podczas proacuteb drużyna przeciwlotnicza kierując się wskazaniami planszetu nie

wykryła jedynie 3 z 50 celoacutew w strefie swojej odpowiedzialności zaś bez jego pomocy aż 20

Poza podstawowym wariantem Igły-1 znane są jeszcze dwie jej modyfikacje Igła-1E

oraz Igła-1M obie przeznaczone dla odbiorcoacutew zagranicznych Igła-1E (zestaw 9K310E) to

wariant w ktoacuterym konfigurację urządzenia rozpoznawczego bdquoswoacutej-obcyrdquo można dostosować

do wymagań zamawiającego (np zamiast wspoacutełpracy z radzieckimrosyjskim układem Parol

22

może on działać w standardzie NATO) - urządzenie startowe tej wersji oznaczono 9P519-1

Rys 28 Planszet indykacji sytuacji powietrznej 1L15-1

1 - antena odbiorcza 2 - instrukcja obsługi 3 - pokrętło 4 - manipulatory obsługi planszetu

5 - potencjometry topodowiązania 6 - tablica wskaźnikoacutew 7 - wyświetlacz sytuacji taktycznej

8 - głośnik 9 - zewnętrzne źroacutedło zasilania

Igła-1M nie posiada układu rozpoznawczego stąd też występował tam inny wariant

urządzenie startowego - 9P519-2 W konstrukcji wersji eksportowych zastosowano także

pewne uproszczenia między innymi brak w nich układu detonującego resztki paliwa

rakietowego roacutewnolegle z pobudzeniem głowicy bojowej (pocisk rakietowy zestawoacutew Igła-

1ElM ma najprawdopodobniej oznaczenie 9M313-1) Wraz z zestawem Igła-1 opracowano

roacutewnież nowe urządzenie kontrolne 9W866 (rys 29) oraz trenażer 9F730

Rys 29 Urządzenie kontrolne 9W866 do zestawu Igła-1

23

Zestaw 9K310 był wykorzystywany w kilku konfliktach zbrojnych (np w czasie

pierwszej wojny w Zatoce Perskiej w 1991 roku oraz w 1995 roku w Jugosławii) gdzie miał

okazję udowodnić swą wysoką skuteczność w warunkach bojowych niszcząc lub

uszkadzając co najmniej kilkanaście samolotoacutew i śmigłowcoacutew

W 1982 roku po ponad 10 latach prac rozpoczęły się proacuteby poligonowe zestawu 9K38

Igła ktoacutery został ostatecznie przyjęty do uzbrojenia w 1983 r W skład zestawu wchodził

pocisk rakietowy 9M39 umieszczony w pojemniku-wyrzutni 9P39 mechanizm startowy

9P516 z wbudowanym układem identyfikacji bdquoswoacutej-obcyrdquo 1L14 Urządzenie startowe

pozwala na odpalanie pociskoacutew zaroacutewno z pojemnika 9P39 jak i 9P322 zestawu 9K310

Kolejną modyfikacją jest także wprowadzenie planszetu 1L110 (rys 210) prezentującego

sytuację powietrzną w promieniu 125 km na innego typu wskaźniku niż w 1L15-1

Informacja o sytuacji może być przekazywana drogą przewodową do wskaźnikoacutew

zamontowanych bezpośrednio na wyrzutniach

Rys 210 Planszet indykacji sytuacji powietrznej 1L110

Igła wyposażona została w docelową dwuzakresową głowicę samonaprowadzania

9E410 z chłodzonym układem detektoroacutew opracowaną w leningradzkim LOMO Producent

podaje że jej parametry w zakresie czułości ośmiokrotnie przewyższają głowicę Strzały-2M

i dwukrotnie Igły-1 W poroacutewnaniu z układem naprowadzania Igły-1 nowa głowica 9E410

(rys 211) zapewnia znacznie większe możliwości zwalczania celoacutew na kursach

spotkaniowych (co umożliwia ich zniszczenie jeszcze przed przeprowadzeniem przez nie

ataku) ale przede wszystkim umożliwia selekcję celu na tle zakłoacuteceń zaroacutewno

pirotechnicznych pułapek termicznych jak i błyskoacutew promiennikoacutew mikrofalowych

Podczas proacuteb uzyskano prawdopodobieństwo zniszczenia zbliżającego się celu

pierwszym pociskiem rakietowym wynoszące 031 (cel oddalający się - 024) przy odpalaniu

przez cel co najmniej 6 pułapek termicznych w interwale czasowym 03 sekundy Ich łączna

moc termiczna przewyższała tę emitowaną przez cel sześciokrotnie Układy logiczne głowicy

umożliwiają także przeniesienie punktu trafienia z okolic dysz na środek celu co w dużym

stopniu zwiększa efekt rażący głowicy bojowej Zmiana głowicy wymusiła także pewne

modyfikacje bloku sterowania pociskiem rakietowym Zmiany dotknęły także aerodynamikę

24

pocisku rakietowego - zmniejszający opoacuter aerodynamiczny stożkowy grot podtrzymywany

trzema prętami został zastąpiony kilkucentymetrowym pojedynczym grotem - swego rodzaju

bdquoigłąrdquo - mocowanym centralnie do owiewki głowicy naprowadzania

Rys 211 Koordynator śledzący i głowica samonaprowadzania 9E4110 zestawu Igła

Zastosowanie w głowicy pocisku 9K310 Igła-1 chłodzonego azotem detektora opartego

o InSb pozwoliło znacząco zwiększyć jej czułość w stosunku do starszych typoacutew głowic

W zestawie 9K38 Igła oproacutecz chłodzonego azotem detektora na InSb wchodzi także

niechłodzony czujnik oparty o PbS Ten detektor pozwala dzięki dwuspektralnej obserwacji

celu wyeliminować lub poważnie ograniczyć skuteczność działania celoacutew pozornych w tym

przede wszystkim pułapek termicznych stosowanych przez obiekty latające do samoobrony

Pod koniec lat 90-tych XX wieku podjęto prace modernizacyjne ktoacutere miały polegać na

opracowaniu lekkiego pocisku przeciwlotniczego ktoacutery moacutegłby zwalczać bezpilotowe statki

latające pociski manewrujące oraz amunicję inteligentną Tę wersję zestawu ndash oznaczoną

9K338 Igła-S ndash (rys 212 i 213) przyjęto na uzbrojenie armii rosyjskiej w 2004 roku

Rys 212 Zestaw przeciwlotniczy 9K338 Igła-S oraz pocisk rakietowy 9M342

25

Rys 213 Zestaw przeciwlotniczy 9K338 Igła-S

Elementy bojowe kompleksu 9K338 i schematu doprowadzenia azotu

1 ndash pocisk rakietowy 9M342 2 ndash rura 9P338 3 ndash wtyczka 4 ndash rozetka 5 ndash mechanizm startowy

9P552 6 ndash naziemne źroacutedło zasilania 9B238-1 7 ndash fotoodbiornik FP-1 8 ndash rurka do podawania azotu

9 ndash sztucer

O tym zestawie brak jest szczegoacutełowych informacji dotyczących zastosowanych w nim

rozwiązań konstrukcyjnych a te publikowane często roacuteżnią się w prezentowanych szczegoacute-

łach Zastosowanie cięższej ważącej ponad 25 kg elaborowanej heksogenem głowicy

bojowej 9N330 w połączeniu z zapalnikiem o działaniu bezwładnościowym i zbliżeniowym

znacząco zwiększyło jej skuteczność rażenia Przedstawione powyżej zdjęcie (rys 212)

wskazuje że w części bojowej zapalnika znajdują się bdquookienkardquo ktoacutere mogą być elementami

optycznego czujnika zbliżeniowego Kształt i analogiczne wyprofilowanie oraz rozmiesz-

czenie czterech powierzchni sterowych wokoacuteł głowicy mogą wskazywać że w Strzale-S być

może zastosowano dwukanałowy system sterowania (cztery stery ndash dwa w kanale kierunku

i dwa w kanale pochylenia) W odroacuteżnieniu od Igły stosowany jest jednokanałowy system

sterowania (dwa stery i dwa destabilizatory)

Nowy silnik rakietowy o wyższym impulsie całkowitym ciśnienia pozwolił zwiększyć

średnią prędkość pocisku na torze lotu oraz wydłużyć do ponad 6 km jego zasięg Poprawa

czułości detektoroacutew promieniowania umożliwiła zestawowi 9K338 zwalczanie klasycznych

celoacutew powietrznych z każdej strony i w każdych warunkach atmosferycznych Według

producenta IgłandashS może roacutewnież zwalczać bezpilotowe aparaty latające amunicje inteli-

gentną oraz pociski samosterujące przy czym poprawiono w niej odporność na termiczne

i mikrofalowe cele pozorne

Poroacutewnując przeciwlotnicze pociski rakietowe z zestawoacutew Igła (rys 214) narzuca się

podobieństwo stosowanych w nich układoacutew konstrukcyjnych oraz ewolucyjne podejście do

procesu ich modernizacji Podparty na sztywnych drutach stożek osłaniający głowice został

zastąpiony w kolejnych wersjach centralnie mocowanym do owiewki trzpieniem Pojawienie

się bdquookienekrdquo w pobliżu głowicy bojowej pocisku 9M342 może sugerować zastosowanie

zapalnika zbliżeniowego dzięki czemu prawdopodobieństwo trafienia przez pocisk w okre-

ślony cel znacząco by wzrosło Roacutewnież w konstrukcji pocisku 9K338 daje się zauważyć

oproacutecz zwiększenia ładunku napędowego dążenie do zwiększenia prędkości i manewrowości

pocisku (skośnie ścięte powierzchnie czołowe statecznikoacutew)

26

Rys 214 Pociski rakietowe stosowane w zestawach Igła

Charakterystyki użytkowe poroacutewnywalnych wzoroacutew uzbrojenia przeciwlotniczego wskazują

że w dziedzinie tego typu uzbrojenia nie da się już radykalnie poprawić ich efektywności

ogniowej bez zwiększania wymiaroacutew i masy pociskoacutew

24 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy Grom

Przenośny przeciwlotniczy zestaw rakietowy GROM został opracowany w Polsce

w ramach programu bdquoNowoczesne technologie systemu obrony przeciwlotniczej GROMrdquo

ktoacuterego realizację rozpoczęto pod koniec 1992 roku [13-15] Efektem pierwszego etapu prac

był zestaw pod nazwą GROM-I zawierający obok oryginalnych nowoopracowanych

zespołoacutew roacutewnież elementy pochodzące z radzieckiego przenośnego przeciwlotniczego

zestawu rakietowego Igła (stąd w nazwie zestawu litera I) W celu zmniejszenia podatności

pocisku na zakłoacutecenia oraz pułapki termiczne w jego głowicy zastosowano dwa kanały

śledzące Dużą czułość głowicy oraz niewrażliwość na warunki atmosferyczne osiągnięto

dzięki schłodzeniu detektora przed startem pocisku do temperatury -196ordmC GROM-I

wprowadzono na uzbrojenie Wojska Polskiego w 1995 roku

Zestaw przeznaczony jest do rażenia samolotoacutew odrzutowych turbośmigłowych

i tłokowych a także śmigłowcoacutew na kursach spotkaniowych i pościgowych w warunkach

atmosferycznych i sztucznych zakłoacuteceń cieplnych Pocisk może zwalczać cele na

wysokościach od 10 m do 3500 m a jego zasięg maksymalny wynosi 5200 m Mała

wysokość minimalna pozwala efektywnie zwalczać śmigłowce atakujące cele pociskami

przeciwpancernymi Pocisk na torze lotu ma prędkość maksymalną w granicach 600divide640 ms

co pozwala zwalczać samoloty poruszające się z prędkością do 400 ms (przy locie

spotkaniowym) lub 320 ms (przy locie pościgowym) [16-20]

Zestaw bazuje na zaczerpniętym z Igły układzie aerodynamicznym (klasyczny układ

bdquokaczkardquo - w przedniej części stery aerodynamiczne a z tyłu cztery stabilizatory) oraz

koncepcji rozmieszczenia i wspoacutełdziałania poszczegoacutelnych modułoacutew składowych W zesta-

wie przesunięto oś celowania w stosunku do osi wyrzutni pod kątem 10deg Jest to konieczne ze

względu na wymoacuteg nadania odpowiedniego kąta przewyższenia podczas startu pocisku do

27

celoacutew nisko lecących Na początkowym odcinku lotu sterowanie aerodynamiczne

wspomagane jest gazodynamicznie poprzez działanie prochowego silnika sterującego (PSS)

Poprawę dynamiki naprowadzania realizuje układ logiczny wypracowujący tuż po starcie

dodatkową komendę zwrotu rakiety w wyliczony punkt spotkania pocisku z celem a także

elektroniczny przełącznik wariantoacutew naprowadzania bdquopogoń-spotkanie Następną cechą

zestawu jest wprowadzenie na ostatnim odcinku toru lotu pocisku przesunięcia punktu

trafienia co skutkuje rażeniem bardziej wrażliwych zespołoacutew samolotu

Zestaw GROM składa się z mechanizmu startowego i pocisku rakietowego

umieszczonego w prowadnicy wyrzutni Mechanizm startowy (rys 215) przeznaczony jest

do przygotowania i dokonania startu pocisku rakietowego Najważniejsze funkcje

realizowane w mechanizmie startowym sprowadzają się do rozkręcenia wirnika

żyroskopu

i odblokowania jego głowicy sygnalizacji pojawienia się celu w polu widzenia głowicy

i dokonania analizy sygnałoacutew odebranych z głowicy doprowadzenia w odpowiedniej

kolejności napięć do elementoacutew pirotechnicznych w pocisku rakietowym odłączenia przed

startem pocisku naziemnego źroacutedła zasilania i przejście na zasilanie pokładowe

doprowadzenie do głowicy napięcia polaryzacji niezbędnego do stabilnego śledzenia celu

w czasie oddziaływania przeciążeń startowych oraz przekształcanie napięć na potrzeby

głowicy Wszystkie te funkcje realizowane są w sposoacuteb odpowiednio zaprogramowany za

pośre-dnictwem bloku elektroniki i pośredniczącego w przekazywaniu sygnałoacutew złącza

Elementami umożliwiającymi wspoacutełpracę operatora wyrzutni z wyrzutnią jest język spustowy

oraz przełączniki na mechanizmie startowym i rurze wyrzutni

Rys 215 Mechanizm startowy przeciwlotniczego zestawu rakietowego Grom

28

Zadaniem wyrzutni (rys 216) jest zapewnienie wycelowania i bezpiecznego startu

pocisku rakietowego a także odzyskanie silnika startowego Jednocześnie służy ona jako

opakowanie pocisku w czasie eksploatacji Blok rozbiegu i synchronizacji razem z blokiem

czujnikoacutew wyrzutni i cewkami obrotu głowicy zapewniają rozpędzenie żyroskopu do

wymaganej prędkości obrotowej i odłączenie urządzenia rozbiegu po osiągnięciu

odpowiedniej częstotliwości Rozpędzenie żyroskopu umożliwia wzajemne oddziaływanie

zmiennego pola elektrycznego cewek obrotu głowicy (wytwarzanego po doprowadzeniu do

nich napięcia komutacyjnego z bloku rozbiegu) z polem magnetycznym magnesu wirnika

żyroskopu w wyniku czego wytwarza się moment obrotowy Gdy wirnik osiągnie

wymaganą szybkość wirowania blok rozbiegu odłącza się Dalsze podtrzymywanie rotacji

wirnika w wymaganym zakresie zapewnia głowica samonaprowadzania Zamontowany na

wyrzutni zespoacuteł czujnikoacutew przeznaczony jest roacutewnież do ustawienia wirnika żyroskopu pod

kątem 10deg do osi pocisku

Rys 216 Wyrzutnia przeciwlotniczego zestawu rakietowego Grom

Na rurowej wyrzutni zamontowane są ponadto mechaniczne przyrządy celownicze

ktoacutere ułatwiają namierzanie celu przez głowicę samonaprowadzającą Wsporniki celownika

ustawione są w taki sposoacuteb aby oś celowania była nachylona do osi wyrzutni pod kątem 10deg

Jest to konieczne ze względu na wymoacuteg nadania odpowiedniego kąta przewyższenia podczas

startoacutew pocisku rakietowego do celu nisko lecącego W tylnej części celownika zamontowana

jest lampka ktoacutera służy do oceny pewności uchwycenia przez głowicę samonaprowa-

dzającą celu Z lewej strony wyrzutni umiejscowiony jest przełącznik trybu naprowadzania

pocisku ndash możliwy jest wyboacuter zwalczania celu na kursie pościgu lub spotkania ndash oraz dźwi-

gnia do odryglowania pocisku i uaktywnienia źroacutedła zasilania

Na wyrzutni znajduje się gniazdo do przyłączenia naziemnego bloku zasilania (rys

217) Znajduje się w nim zbiornik ciśnieniowy gdzie zgromadzono sprężony do 35 MPa

azot ktoacutery służy do chłodzenia detektora podczerwieni zamontowanego w głowicy

samonaprowadzania Takie ciśnienie pozwala uzyskać temperaturę skraplania azotu roacutewną

196deg C Oproacutecz gazu w walcowej części bloku znajduje się termochemiczne źroacutedło energii

29

elektrycznej ktoacutere zasila aparaturę wyrzutni i do chwili aktywowania źroacutedła zasilania w po-

cisku pokładową aparaturę pocisku Bateria termochemiczna aktywowana jest pirotech-

nicznie

Rys 217 Naziemny blok zasilania przeciwlotniczego zestawu rakietowego Grom

Przeciwlotniczy pocisk rakietowy GROM (rys 218) [8] składa się z połączonych ze

sobą następujących przedziałoacutew

optycznej głowicy samonaprowadzającej (rys 219)

przedziału steroacutew (rys 220)

głowicy bojowej z zapalnikiem (rys 221)

silnika marszowego i startowego (rys 222)

oraz zespołu statecznikoacutew (rys 223)

Rys 218 Przeciwlotniczy pocisk rakietowy Grom

Optyczna głowica samonaprowadzająca (rys 219) służy do przechwycenia i auto-

matycznego śledzenia celu (na podstawie emisji jego promieniowania cieplnego) pomiaru

30

prędkości kątowej linii celowania i kształtowania sygnału sterującego proporcjonalnego do

prędkości kątowej linii celowania Głowica pracuje w dwoacutech zakresach widma promienio-

wania a pozyskiwanie i obroacutebka sygnałoacutew odbywa się sposobem cyfrowym Taka

architektura głowicy sprawia że pocisk rakietowy GROM jest odporny na pułapki termiczne

ktoacutere oddalają się od wcześniej śledzonego celu głoacutewnego

Rys 219 Optyczna głowica samonaprowadzająca pocisku rakietowego Grom

1 - nasadka aerodynamiczna 2 - koordynator 3 - blok elektroniki 4 - kadłub 5 - układ chłodzenia

Podstawową metodą naprowadzania pocisku rakietowego GROM jest metoda

proporcjonalnej nawigacji przy ktoacuterej sygnał sterujący jest proporcjonalny do wartości

prędkości kątowej zmiany linii wizowania (linii obserwacji celu loc) Istotą tej metody jest

sprowadzenie do zera prędkości kątowej linii wizowania co zapewnia spotkanie pocisku

rakietowego z celem w tzw punkcie wyprzedzonym W początkowej fazie pocisk rakietowy

nie kieruje się do punktu wyprzedzonego lecz jego lot jest programowany w celu uzyskania

odpowiednich kątoacutew wyprzedzenia i przewyższenia W wyniku tego zabiegu prędkość

kątowa jest roacuteżna od zera przez co głowica samonaprowadzająca na podstawie pomiaru tej

prędkości wypracowuje odpowiedni sygnał kierowania

Metoda proporcjonalnej nawigacji w systemie naprowadzania z głowicą samona-

prowadzającą zapewnia trafienie pociskiem w pobliżu najbardziej kontrastujących cieplnie

elementoacutew konstrukcji celu Podczas strzelania do samolotoacutew odrzutowych środek trafień

leży w rejonie wylotu dyszy silnika Konstrukcja wspoacutełczesnych samolotoacutew jest taka że rejon

wylotu dyszy jest mało wrażliwym obszarem dla rakiety o małej zdolności rażenia głowicy

bojowej Aby zwiększyć skuteczność rażenia w pocisku przewidziano system przesunięcia

środka trafień w kierunku lotu samolotu tzn w jego kadłub System przesunięcia wypra-

cowuje dodatkowy sygnał ktoacutery odchyla pocisk od wylotu dyszy w stronę kadłuba samolotu

Przedział steroacutew (rys 220) wyposażono w zespoacuteł sterujący ze sterami pokładowe źroacutedło

zasilania (składające się z prądnicy i stabilizatora-prostownika) czujnik prędkości kątowej

wzmacniacz prochowy akumulator ciśnienia prochowy silnik sterujący z dyszami zespoacuteł

odbezpieczającym i dwa destabilizatory

W przedziale steroacutew znajduje się aparatura sterująca lotem pocisku rakietowego Jako

miernik prędkości kątowej linii obserwacji celu stosuje się dwukanałową żyroskopową

głowicę samonaprowadzającą W założeniu budowy aparatury pokładowej przyjęto zasadę

jedno-kanałowego sterowania obracającym się pociskiem rakietowym z pracującym w ukła-

dzie przekaźnikowym zespołem sterującym umożliwiającym działanie siły sterującej w pożą-

31

danym kierunku Idea sterowania jednokanałowego jest analogiczna jak w zestawie 9K32

Jednak w przypadku GROMA podobnie jak to miało miejsce w Igle zastosowano

dodatkowo silnik sterujący z dyszami ktoacutere mają za zadanie wspomagać manewrowanie

pociskiem w zakresie małych prędkości lotu tuż po jego starcie Wypływające z dysz gazy

prochowe generują niewielkie impulsy ciągu wspomagające stery ktoacutere w przypadku niskich

prędkości lotu nie są w stanie wytworzyć niezbędnej do efektywnego sterowania pociskiem

rakietowym siły aerodynamicznej Na początkowym odcinku trajektorii lotu pocisk nie leci

do wybranego punktu spotkania a prędkość kątowa linii celowania nie jest roacutewna zeru

Głowica mierzy tę prędkość kątową i - proporcjonalnie do jej wartości - kształtuje komendę

sterowania Wykonując tę komendę stery powodują powstanie siły sterującej w pożądanym

kierunku Pod działaniem siły sterującej pocisk obraca się wokoacuteł środka masy pojawiają się

przy tym kąty natarcia lub ślizgu w wyniku czego powstaje wynikowa siła nośna

zmieniająca trajektorię lotu pocisku rakietowego w kierunku zmniejszenia do zera prędkości

kątowej linii obserwacji celu

a) b)

Rys 220 Przedział steroacutew pocisku rakietowego Grom

1 - wzmacniacz 2 - zespoacuteł sterujący 3 - prochowy silnik sterujący 4 - prochowy akumulator

ciśnienia 5 - stabilizator-prostownik 6 ndash prądnic 7 - rozetka 8 ndash stery 9 ndash destabilizator 10 - czujnik

prędkości kątowej

Głowica bojowa (rys 221) przeznaczona jest do rażenia celoacutew powietrznych lub

uniemożliwiania im wykonanie zadań bojowych Czynnikiem rażącym głowicy bojowej jest

burzące działanie fali uderzeniowej produktoacutew jej detonacji i resztek paliwa silnika

marszowego a także odłamkowe działanie elementoacutew powstających podczas detonacji

kadłuba Głowica wyposażona jest w zapalnik o działaniu bezwładnościowym ktoacutery spowo-

duje detonację po zadziałaniu stosunkowo niewielkiej siły bezwładności Oproacutecz tego jest

moduł indukcyjny pełniący funkcję zapalnika zbliżeniowego ndash przelatujący w pobliżu celu

pocisk rakietowy zostanie pobudzony przez zapalnik na skutek bdquowykryciardquo pola magne-

tycznego o większym natężeniu

Stosowany w rakiecie GROM układ napędowy na paliwo stałe przeznaczony jest do

wyrzucenia pocisku rakietowego z wyrzutni nadania mu niezbędnej prędkości obrotowej

rozpędzenia do prędkości marszowej i podtrzymywania tej prędkości w czasie lotu Składa

32

się on z silnika startowego (rys 222 po prawej) oraz dwuzakresowego jednokomorowego

silnika marszowego (rys 222 po lewej) Silnik marszowy spalając ładunek prochowy nadaje

pociskowi prędkość postępową blisko 30 ms a wypływające gazy prochowe przez ustawione

pod kątem dysze pozwalają uzyskać rotację około 20 obrs Ładunek silnika marszowego

spalając się w części bliższej dyszy w sposoacuteb progresywny szybko przyspiesza pocisk

rakietowy na torze lotu pozwalając osiągnąć mu prędkość ponad 650 ms Pozostała większa

część ładunku napędowego spala się neutralnie i dzięki temu pocisk na aktywnym odcinku

toru lotu utrzymuje prędkość zbliżoną do 650 ms

Rys 221 Głowica bojowa pocisku rakietowego GROM

Rys 222 Silnik marszowy (po lewej) i silnik startowy (z prawej) pocisku rakietowego Grom

A - otwory gwintowane 1 - dno 2 - druciki 3 - komora 4 - ładunek marszowy 5 - zapłonnik ładunku

marszowego 6 - dysza zmontowana 7 - zapłonnik płomieniowy opoacuteźnionego działania 8 - zaślepka

9 ndash przekaźnik ogniowy 10 - dysk 11 - ładunek startowy 12 - zapłonnik ładunku startowego

13 - komora 14 - przesłona 15 - zaślepka 16 - zespoacuteł dysz 17 - wiązka stykowa

Zespoacuteł statecznikoacutew służy do aerodynamicznej stabilizacji pocisku rakietowego

w czasie lotu wytworzenia siły nośnej (przy odpowiedniej prędkości i kącie natarcia) oraz

podtrzymania wymaganej prędkości obrotowej Zespoacuteł ten (rys 223) stanowią kadłub

cztery składane stateczniki i mechanizm ich unieruchamiania Każdy ze statecznikoacutew

zbudowany jest z płatoacutew ktoacutere są mocowane dwoma wkrętami do wkładek (przedniej

i tylnej) nałożonych na oś umieszczoną w otworze kadłuba

Sekwencja czynności startowych (rys 224) w zestawie GROM jest nieco inna jak

w zestawie 9K32M Pierwszą czynnością jest aktywowanie zewnętrznego źroacutedła zasilania

w energię elektryczną i czynnik chłodzący detektor głowicy Należy pamiętać że zestaw

33

będzie przygotowany do strzelania nie wcześniej niż po 6 s od uruchomienia źroacutedła

zasilania ktoacuterego czas działania wynosi 30 s Po uruchomieniu zasilania i układu dozowa-

nia gazu sprężony do 35 MPa azot wpływa do urządzenia chłodzącego głowicy jednocześnie

elektromagnes zwalnia rygiel pocisku rakietowego przez co pocisk rakietowy w wyrzutni jest

odryglowany W tym czasie do bloku czujnikoacutew wyrzutni i blokoacutew elektroniki mechanizmu

startowego przekazywane jest napięcie dzięki czemu następuje rozpędzanie wirnika żyrosko-

pu pokrycie się jego osi optycznej z osią celowniczą przyrządoacutew celowniczych a następnie

jego zablokowanie Rozpoczyna się obroacutebka sygnałoacutew pochodzących z głowicy samonapro-

wadzającej

Rys 223 Zespoacuteł statecznikoacutew pocisku rakietowego Grom

1 - płat 2 - wkładka przednia 3 -kadłub 4 - oś 5 - sprężyna 6 - rygiel 7 - wkręt 8 - wkładka tylna

B ndash występ

Start pocisku rakietowego do celu jest możliwy w systemie automatycznego

przechwycenia i startu lub w systemie poacutełautomatycznego przechwycenia i startu

W systemie automatycznym po włączeniu zasilania i wycelowaniu oraz naciśnięciu spustu do

oporu wirnik żyroskopu głowicy przestaje być blokowany i pojawiają się sygnały informacji

dźwiękowej i świetlnej Start jest możliwy wtedy gdy w ciągu 08 s po uruchomieniu spustu

do oporu sygnał od celu przewyższa sygnał od tła głowica śledzi cel lecący z prędkością

kątową nie mniejszą niż 4degs oraz prędkość kątowa linii obserwacji celu nie przekracza 12degs

a kąt między osią wirnika żyroskopu i osią celowniczą wyrzutni jest mniejszy niż 2deg Po

spełnieniu tych warunkoacutew uaktywniane jest pokładowe źroacutedło zasilania a następnie (po

czasie ok 07 s niezbędnym do osiągnięcia jego wymaganych parametroacutew pracy) przekazy-

wany jest impuls elektryczny do silnika startowego Po sygnale od czujnika układu

blokowania i hermetyzacji oraz po otwarciu pokrywy zaczyna działać silnik ktoacutery nadaje

pociskowi niezbędną prędkość wylotową z wyrzutni oraz obrotową wokoacuteł osi podłużnej

34

W tym czasie w wyrzutni następuje ścięcie rurki doprowadzającej sprężony azot do głowicy

rozłączenie złącza elektrycznego pocisku z wyrzutnią oraz zerwanie przewodoacutew

zapłonowych Silnik startowy kończy swą pracę w wyrzutni i jest w niej zatrzymywany za

pomocą tulejki wychwytującej oraz rozprężnego pierścienia zatrzymującego Podczas ruchu

pocisku wewnątrz wyrzutni odblokowywane są stateczniki stery i destabilizatory w zespole

steroacutew ktoacutere po zejściu pocisku z wyrzutni rozkładają się

Rys 224 Algorytm czynności startowych przy strzelaniu z zestawu GROM

W systemie poacutełautomatycznym - po włączeniu zasilania pocisku rakietowego

wycelowaniu i uruchomieniu spustu do położenia pośredniego - wirnik żyroskopu zostaje

odblokowany i pojawiają się sygnały informacji dźwiękowej i świetlnej Start w tym systemie

jest możliwy jeżeli w ciągu 06 s po uruchomieniu spustu do położenia pośredniego sygnał

od celu przewyższa sygnał od tła głowica śledzi cel lecący z prędkością kątową nie mniejszą

niż 4degs prędkość kątowa linii celowania jest nie większa niż 12degs a kąt między osią wirnika

żyroskopu i osią celowniczą na wyrzutni jest mniejszy od 2deg

Po zejściu pocisku z wyrzutni w odległości około 55 m włącza się silnik marszowy

Rozpędza on pocisk rakietowy do prędkości marszowej i podtrzymuje ją w locie Jego rotację

podtrzymuje skośne ustawienie powierzchni destabilizatoroacutew i zespołu statecznikoacutew Po

rozłożeniu się steroacutew rozpoczyna się proces uzbrajania zapalnika i zostaje zapalony

pirotechniczny opoacuteźniacz mechanizmu samolikwidacji Uzbrojenie zapalnika następuje po

czasie około l divide 19 s

Śledząc cel głowica samonaprowadzania tworzy sumaryczny sygnał sterujący ktoacutery

przekazywany do zespołu steroacutew zapewnia sterowanie w locie W razie utraty celu wirnik

żyroskopu głowicy samonaprowadzającej w obu systemach ustawia się automatycznie

w położeniu pierwotnym

Po trafieniu pociskiem rakietowym w cel zapalnik pobudza głowicę bojową i następuje

detonacja jej ładunku kruszącego oraz ewentualnych resztek paliwa z silnika marszowego

W razie nietrafienia w cel po upływie 14divide17 s spali się opoacuteźniacz pirotechniczny

35

mechanizmu samolikwidacji powodując zadziałanie detonatora oraz analogiczne działanie

głowicy bojowej

Do wykonywania obsługiwania technicznego elementoacutew zestawu przeznaczona jest

ruchoma stacja kontrolno-pomiarowa 9W866E Obsługiwanie techniczne zestawu z użyciem

tej stacji 9W866E zapewnia specjalistyczny pododdział

Tabela 22

Podstawowe dane taktyczno-techniczne radzieckich przenośnych zestawoacutew rakietowych drugiej

generacji i zestawu GROM

Nazwa systemu Igła-1 Igła Igła-S Grom-I Grom-M

Oznaczenie systemu 9K310 9K38 9K338

Oznaczenie kontenera startowego 9P322 9P39

Oznaczenie mechanizmu startowego 9P519 9P516-1 9P522 MS Grom

Oznaczenie pocisku rakietowego 9M313 9M39 9M342

Rok wprowadzenia do uzbrojenia 1981 1983 2004 1995 2010

Masa w położeniu bojowym [kg] 1795 179 190 165 169

Masa pocisku rakietowego [kg] 108 108 117 105 107

Masa głowicy bojowej [kg] 117 117 250 127 200

Długość pocisku rakietowego [mm] 1673 1638 1625 1648 1596

Średnica pocisku rakietowego [mm] 72 72 72 72 72

Długość wyrzutni [mm] 1700 1708 1708 ok1700

Średnia prędkość pocisku rakietowego

[ms] 600 600 600 650 660

Strefa rażenia odległość [m] 500divide5200 500divide5200 500divide5200 400divide5200 400divide6000

Strefa rażenia wysokość [m 10divide2500 10divide2500 10divide3500 10divide3500 10divide3500

Prędkość celu oddalającego się [ms] 320 320 320 320 360

Prędkość celu zbliżającego się [ms] 360 360 400 400 400

Prawdopodobieństwo zniszczenia celu

jednym pociskiem z tylnej poacutełsfery bez

zakłoacuteceń

044-059 045-063 - gt06 07


jednym pociskiem z tylnej poacutełsfery z

zakłoacuteceniami

lt01 031 - 04 -

Według danych ZM Mesko

36

25 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy Mistral

Mistral to przeciwlotniczy zestaw rakietowy małego zasięgu opracowany

i produkowany od 1988 roku przez francuską firmę MATRA Występuje w licznych wersjach

wyrzutni min Mistral MANPADS ALAMO ATLAS ALBI SANTAL SIMBAD

i SADRAL przy czym każdy z nich jest wyposażony w ten sam pocisk samonaprowadzający

się na cel

Najprostszym zestawem jest Mistral MANPADS [21] - odpowiednik przenośnych

zestawoacutew przeciwlotniczych takich jak Strzała-2 Javelin i RBS-70 Składa się on z pocisku

umieszczonego w pojemniku startowym oraz wyrzutni Wyrzutnia ma elementy zamocowania

pocisku mechanizm odpalający celownik dzienno-nocny i układ mikroprocesorowy do

określania danych przedstartowych Pocisk jest odpalany z pojemnika za pomocą silnika

startowego natomiast silnik marszowy włącza się w odległości kilku metroacutew od stanowiska

startowego (rys 225) i zwiększa prędkość pocisku do 25 Ma Głowica detonuje przy

bezpośrednim zetknięciu się z celem lub w pobliżu po zadziałaniu laserowego zapalnika

zbliżeniowego

System naprowadzania pocisku jest wyposażony w mozaikowy detektor

promieniowania podczerwonego Dzięki specjalnemu układowi eliminującemu sygnały

z fałszywych źroacutedeł promieniowania pocisk jest mało wrażliwy na pułapki cieplne

Spośroacuted zestawoacutew przewoźnych najbardziej rozbudowanym jest SANTAL przezna-

czony przede wszystkim do osłony jednostek zmechanizowanych i pancernych w czasie

marszu Uzbrojenie zestawu stanowią dwie potroacutejne wyrzutnie pociskoacutew Mistral Do

obserwacji przestrzeni powietrznej i śledzenia celoacutew zastosowano dopplerowski radar oraz

system identyfikacji bdquoswoacutej-obcy

Dla jednostek pływających firma MATRA opracowała zestawy SIMBAD i SADRAL

Pierwszy z nich to ATLAS przystosowany do instalowania na małych okrętach bojowych

i pomocniczych Natomiast SADRAL to w pełni zautomatyzowany sterowany centralnie

zestaw przeciwlotniczy małego zasięgu Ma on stabilizowane stanowisko ogniowe sześć

wyrzutni rurowych kamerę telewizyjną i termowizyjną System naprowadzania jest

zintegrowany z okrętowym systemem śledzenia i identyfikacji celoacutew

Rys 225 Odpalanie pocisku rakietowego Mistral ndash moment odrzucenia silnika startowego

37

Mistral ATAM (Air-to Air-Missile) to wersja przystosowana do strzelania pociskami ze

śmigłowcoacutew (pociski zaopatrzono w specjalne osłony na głowice samonaprowadzające się)

Dzięki standardowej konstrukcji wyrzutni zestawy te mogą być instalowane na każdym

śmigłowcu używanym w NATO (np Gazelle PAH-1 PAH-2 Tiger AH-64A Apache)

Podstawowe dane taktyczno-techniczne zestawoacutew Mistral masa pocisku - 195 kg

długość pocisku - 180 m kaliber pocisku - 90 mm średnia prędkość lotu pocisku - 850 ms

pułap - od 300 do 4500 m zasięg - od 500 do 6000 m

26 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy Javelin

Przenośny przeciwlotniczy zestaw rakietowy małego zasięgu Javelin opracowany

został i produkowany jest przez angielską firmę Shorta Brothersa PLC Jest zmodernizowaną

wersją zestawu BLOWPIPE Umożliwia zwalczanie samolotoacutew i śmigłowcoacutew zaroacutewno

zbliżających się jak i oddalających się lecących na małych wysokościach Może występować

roacutewnież w wersjach wieloprowadnicowych jako Javelin LML V Javelin LML N i Spartan-

Javelin [22 23]

Zestaw Javelin składa się z zespołu kierowania i rurowego pojemnika z pociskiem

Zespoacuteł kierowania ma układ odpalania żyroskopowo stabilizowany układ obserwacji

i celowania blok elektroniczny (na bazie mikroprocesora) przełącznik funkcji zapalnika

przycisk startu joystik sterowany kciukiem przełącznik wyboru kanału transmisji i układ

automatycznej korekcji wiatru

Pocisk rakietowy znajdujący się w pojemniku rurowym składa się z głowicy

odłamkowo-kumulacyjnej zapalnika zbliżeniowego i kontaktowego silnika startowego

i marszowego czterech steroacutew aerodynamicznych statecznikoacutew oraz smugacza Pocisk jest

odpalany z pojemnika za pomocą silnika startowego działającego tylko w rurze wyrzutni

Następnie w bezpiecznej odległości od operatora uruchamia się silnik marszowy

Pocisk ma smukły cylindryczny kadłub zakończony z przodu ostrołukiem Cechą

charakterystyczną pocisku jest to że część wierzchołka ze sterami typu delta może się

obracać niezależnie od reszty kadłuba Stateczniki umieszczono na przesuwnym pierścieniu

ktoacutery w pojemniku znajduje się w części głowicowej Po odpaleniu stateczniki

przemieszczają się w kierunku tylnej części pocisku a po wylocie z kontenera rozkładają się

na pełną rozpiętość

Przygotowanie zestawu do strzelania polega na połączeniu zespołu kierowania

z pojemnikiem rurowym Następnie operator umieszcza zestaw na ramieniu kieruje go na cel

a po naciśnięciu na język spustowy utrzymuje bdquokrzyż celownika na celu W zależności od

odchylenia pocisku od linii celowania wypracowane przez aparaturę sygnały sterujące są

przesyłane do pocisku drogą radiową

Znamienną cechą wieloprowadnicowych zestawoacutew Javelin LML (Lightweight Multiple

Launcher) jest troacutejpojemnikowa wyrzutnia i standardowy zespoacuteł kierowania W wersji

przenośnej zestaw spoczywa na podstawie troacutejnożnej natomiast wersja LML V (vehicle)

przeznaczona dla transporteroacutew opancerzonych jest zmontowana na ruchomej obrotnicy (o

kącie obrotu 60deg) zawierającej uchwyt do obracania i hamulec blokujący uchwyt na kierunku

celu

Dla armii brytyjskiej opracowuje się zestaw bdquoSpartan-Javelin składający się

z transportera opancerzonego Alvis Spartan wraz z czterema pociskami na wyrzutni

38

i ośmioma wewnątrz transportera Wykrywanie i śledzenie celu będzie się odbywa z zewnątrz

przedziału przy użyciu celownika panoramicznego

Podstawowe dane taktyczno-techniczne zestawu Javelin masa kompletnego

przenośnego zestawu - 34 kg masa pocisku - 6 kg masa zespołu kierowania - 14 kg długość

pocisku - 1400 mm kaliber pocisku - 76 mm kąt podniesienia wyrzutni LML - od 10deg do

45deg zasięg pocisku - od 300 do 5000 m wysokość przechwytywania celu - 2000 m średnia

prędkość pocisku ndash 410 ms

27 Przeciwlotniczy zestaw rakietowy Stinger

Przenośny przeciwlotniczy zestaw rakietowy FIM-92 Stinger [24] został opracowany

i jest produkowany przez Raytheon Missile Systems oraz na licencji przez zakłady Dornier

w Niemczech System wszedł do służby w 1981 roku i obecnie występuje na uzbrojeniu

armii co najmniej 29 państw Jest przeznaczony do zwalczania samolotoacutew i śmigłowcoacutew

lecących

z dużą prędkością na małej wysokości w zasięgu widzialności operatora Oproacutecz ręcznej

wyrzutni pociski FIM-92 mogą być też odpalane z roacuteżnych platform mobilnych np z pojazdu

kołowego M1097 Avenger oraz gąsienicowego M6 Linebacker Do wersji przenośnej

wyrzutni istnieje łatwy w montażu moduł identyfikacji bdquoswoacutej-obcyrdquo dla ktoacuterego zasilanie

i podłączany przewodem moduł interrogatora przenosi operator

Pociski zestawu FIM-92 mają typowy w tej klasie układ konstrukcyjny (rys 226)

z zespołem głowicy samonaprowadzania w przedniej części blokiem steroacutew głowicą bojową

i przedziałem napędowym w tylnej części Sposoacuteb odpalania jest roacutewnież klasyczny i odbywa

się w dwoacutech etapach w pierwszej fazie uruchamia się mały silnik startowy ktoacutery

oddziaływując ciśnieniem ponad 40 MPa wyrzuca pocisk na odległość bezpieczną dla

operatora Dopiero wtedy uruchamiany jest drugi silnik na paliwo stałe ktoacutery nadaje

pociskowi prędkość ponad 22 Macha

W zależności od okresu w ktoacuterym produkowane były zestawy występują one

w roacuteżnych konfiguracjach wyposażenia i oprogramowania Na uzbrojeniu wojsk lądowych

i piechoty morskiej Stanoacutew zjednoczonych aktualnie występują w czterech konfiguracjach

Basic Passive Optical Seeker Technique (POST) Reprogramable Micro Processor (RMP)

RMP Block I Pociski rakietowe wszystkich systemoacutew są kompatybilne ze sobą i mogą być

odpalane z każdego typu wyrzutni Skonstruowany w latach siedemdziesiątych FIM-92A

Stinger zastąpił wcześniejszą wersję roacutewnież naprowadzaną na podczerwień FIM-43A

Redeye

W stosunku do poprzednika Stinger FIM-92A charakteryzował się większą czułością

głowicy i odpornością na zakłoacutecanie Dalsze udoskonalenie systemu naprowadzającego

pocisk na cel spowodowało powstanie w 1983 roku wariantu FIM-92B znanego roacutewnież jako

Stinger Post (o polepszonych możliwościach naprowadzania na cel ndash zastosowano dualną

głowicę samonaprowadzania) W wersji FIM-92BC głowica samonaprowadzania bazuje na

detektorze z InSb ktoacutery dla osiągnięcia lepszej czułości chłodzony jest argonem Zbiornik

czynnika chłodzącego znajduje się w mechanizmie startowym Dwuzakresowa głowica

(pracująca w podczerwieni na fali o długości 35-50 μm i w nadfiolecie na fali o długości

03-04 μm) wyposażona jest w typowy w tej klasie modulator sygnału od celu w postaci

39

rastra Wcześniejsza odmiana FIM-92A wyposażona jest w detektor pracujący tylko

w podczerwieni (działający na fali o długości 41divide44 μm) Kolejny wariant FIM-92C

wprowadzono do jednostek armii USA w 1989 Wariant C nazywany RMP wyposażony jest

w elektronikę ktoacuterą można przeprogramowywać i tym samym ulepszyć wyrzutnię bez

konieczności wprowadzania nowego typu pocisku Wkroacutetce jednak powstała wersja D

o zwiększonej odporności na zakłoacutecenia Wersja E (zwana roacutewnież Block I) weszła do

wyposażenia armii w roku 1995 Podobnie jak poprzednio zmianie uległy sensory

i oprogramowanie co zwiększyło skuteczność pocisku rakietowego wobec małych i trudnych

do namierzenia celoacutew charakteryzujących się niską sygnaturą termiczną Wprowadzenie

dalszych poprawek do oprogramowania zaowocowało powstaniem w 2001 roku wersji F

Obecnie wprowadzana jest wersja Block II o zwiększonych zdolnościach do działania w peł-

nym zakłoacuteceń środowisku i o zasięgu zwiększonym do 8 km

Rys 226 Zestaw przeciwlotniczy FIM-92 z interrogatorem systemu bdquoswoacutej-obcyrdquo

Zastosowana w pociskach FIM-92 głowica bojowa o masie do 3 kg zaelaborowana jest

ponad 450 gramami materiału wybuchowego co pozwala uzyskać silne dookoacutelne jej

działanie odłamkowe Wyposażona jest w zapalnik kontaktowy ze zwłoką co pozwala

pobudzić ładunek kruszący w chwili gdy pocisk częściowo spenetruje poszycie celu lub

bdquowlecirdquo w głąb silnika Gdy pocisk minie cel lub gdy zostanie zerwane naprowadzanie

zapalnik spowoduje zniszczenie pocisku po ustalonym czasie podyktowanym czasem

działania samolikwidatora (przeciętnie jest to czas około 20 sekund) Ze względoacutew

bezpieczeństwa minimalna odległość zwalczania celoacutew wynosi 200 m Podyktowane jest to

czasem kiedy mechanizm zabezpieczająco-uzbrajający zapalnika przejdzie w stan uzbrojenia

zdejmując wszystkie zabezpieczenia i uaktywniając mechanizm samolikwidacji

40

Zestaw w wersji FIM-92A charakteryzuje się zasięgiem maksymalnym

przekraczającym 4000 m ktoacutery w wersjach BC został zwiększony do 4800 m co pozwoliło

zwalczać cele na pułapach od 180 m do odpowiednio 3500 i 3800 metroacutew Najnowsze pociski

mają uzyskiwać zasięg nawet do 8 km Pocisk ma długość 152 m i średnicę 69 mm przy

rozpiętości stabilizatoroacutew 91 mm Masa samego pocisku wynosi 104 kg a z kompletną

wyrzutnią 157 kg Dodatkowy moduł identyfikacji bdquoswoacutej-obcyrdquo waży około 26 kg zaś

zapasowy moduł z czynnikiem chłodzącym waży 04 kg Z uwagi na to że do zestawu może

być stosowanych kilka typoacutew pociskoacutew w dostępnej literaturze brak jest kompletu pewnych

informacji na temat szczegoacutełowych parametroacutew przyporządkowanych do konkretnej wersji

pocisku rakietowego

28 PRZECIWLOTNICZY ZESTAW RAKIETOWY RBS-70

RBS 70 to szwedzki przenośny przeciwlotniczy zestaw rakietowy opracowany na

przełomie lat 60divide70 i produkowany przez Saab Bofors Dynamics [25] Miał on zastąpić

występujący na uzbrojeniu armii szwedzkiej zestaw rakietowy FIM-43A Redeye Pomimo

tego że ten ostatni wyznaczył trwałą tendencję w kierunku rozwoju tego typu uzbrojenia to

szwedzka konstrukcja charakteryzuje się zupełnie innymi rozwiązaniami konstrukcyjnymi niż

Redeye

Pocisk rakietowy o średnicy 106 mm i długości 1318 mm wyposażony jest w dwa

silniki na paliwo stałe Roxel Epictete startowy i marszowy Ten pierwszy napędza 165 kg

pocisk do prędkości około 50 ms drugi zaś w ciągu 6 sekund działania przyspiesza go

i pozwala uzyskać oraz utrzymać prędkość ponad 580 ms Daje to możliwość zwalczać cele

na dystansie do ponad 4000 m (cel w trybie pogoni) i 7000 m (w trybie spotkania) dla

pułapoacutew działania celu od poziomu gruntu do 4000 m Pocisk jest w stanie skutecznie razić

cele znajdujące się w odle-głości co najmniej 200 m od stanowiska startowego Wynika to

z charakterystyk mechanizmu uzbrajania zapalnika ktoacutery po takim czasie jest w stanie

wykonać wszystkie sekwencje czynności zmierzających do zdjęcia zabezpieczeń w łańcuchu

ogniowym pocisku Pocisk zestawu RBS-70 może występować w trzech wersjach Mk 0 Mk

I i Mk II z ktoacuterych tylko ta ostatnia jest jeszcze w produkcji Ładunek bojowy w głowicy

składa się z ładunku kumulacyjnego i rozmieszczonych wokoacuteł wkładki kumulacyjne ponad

3000 wolframowych kulek W przypadku braku trafienia bezpośredniego kulki rażą cel

dookoacutelnie Aby uzyskać taki sposoacuteb rażenia w części głowicowej pocisku umiejscowiono

zapalnik zbliżeniowy Jest to możliwe z tego powodu że pocisk naprowadzany jest na cel

w trybie poacutełaktywnym gdzie na cel należy skierować wiązkę lasera i cały czas go oświetlać

a pocisk wykorzystując swoje pokładowe systemy detekcji wykrywa tę wiązkę i podąża

w niej do celu Algorytm naprowadzania jest tak skonstruowany aby skanując intensywność

wiązki lasera w roacuteżnych jej punktach pocisk zawsze kierował się do jej środka W ten sposoacuteb

mamy zapewnione trafienie pocisku w rejon podświetlania a nie w miejsce o największej

intensywności promieniowania Przy czym moc lasera jest na tyle niewielka że urządzenia

pokładowe samolotoacutew często nie są w stanie wykryć opromieniania laserem w czasie

naprowadzania Aby zapobiec zakłoacutecaniu sygnału z wyrzutni podczas odpalenia pocisku

uaktywniany jest zegar referencyjny ktoacutery jednoznacznie identyfikuje pochodzenie

odbieranych z wyrzutni sygnałoacutew

41

Podczas naprowadzania na cel rolą operatora jest śledzenie celu w ten sposoacuteb aby

znacznik celownika ndash środek wiązki lasera ndash znajdował się w miejscu gdzie powinien

uderzyć pocisk (rys 227) Jest to możliwe dzięki wykorzystaniu manipulatora ktoacutery ułatwia

precyzyjne sterowanie zwierciadłem zamocowanym do stabilizowanej żyroskopowo

platformy Dzięki temu możemy zwalczać cele rażąc je w te miejsca gdzie ich odporność jest

najmniejsza (np kabiny pilotoacutew samolotoacutew transportowych itp) Kodowanie sygnału

laserowego uniemożliwia zakłoacutecanie naprowadzania pocisku ndash pocisk jest odporny na

wszelkiego rodzaju zakłoacutecenia aktywne w postaci flar i celoacutew pozornych a w razie pomyłki

i naprowadzania pocisku na cel własny zawsze jest możliwość przerwania ataku bądź

przechwycenie innego celu

Rys 227 Istota naprowadzania pocisku na cel oświetlony wiązką laserową (po lewej) oraz

detektory w części dennej pocisku Mk II z zestawu przeciwlotniczego RBS-70 (po prawej)

W konstrukcji pocisku zastosowano analogiczny moduł naprowadzania jak

w przeciwpancernym pocisku kierowanym Bill-2 gdzie w dennej jego części znajduje się

detektor promieniowania laserowego (rys 227) umożliwiający określenie położenia pocisku

w wiązce W tego typu konstrukcjach istotną rolę odgrywa wyszkolenie operatora od ktoacuterego

precyzyjnego oświetlenia celu zależy skuteczność działania zestawu Stąd w oprogramowaniu

wyrzutni znajduje się min trenażer ktoacutery umożliwia prowadzenie podświetlania wirtualnych

celoacutew w roacuteżnych sytuacjach taktycznych wykonujących w roacuteżnych warunkach atmosferycz-

nych manewry obronne

29 Podsumowanie

Wspoacutełczesne przenośne przeciwlotnicze zestawy rakietowe w zdecydowanej większości

bazują na klasycznym ustanowionym przez amerykański zestaw FIM-43A Redeye układzie

42

konstrukcyjno-funkcjonalnym [26-28] W takich konstrukcjach pocisk rakietowy znajduje się

w prowadnicy wyrzutni a dołączany wielokrotnego użytku mechanizm startowy odpowiada

za całą sekwencję czynności przedstartowych i za odpalenie pocisku Sam pocisk składa się

z termicznej głowicy samonaprowadzania modułu steroacutew głowicy bojowej i podwoacutejnego

silnika rakietowego ndash startowego odpowiadającego za wyrzucenie na bezpieczną odległość

pocisku z wyrzutni oraz marszowego ndash zapewniającego mu wymagany zasięg i prędkość na

torze lotu Najczęściej pociski mają układ konstrukcyjny bdquokaczkardquo ze sterami umieszczonymi

z przodu a statecznikami w okolicach dyszy silnika Z uwagi na niewielkie przeciążenia

towarzyszące naprowadzaniu się na cel naprowadzane są one najczęściej metodą

proporcjonalnego zbliżania Z uwagi na niewielkie rozmiary pociskoacutew często występujący

ich ruch wirowy jak i brak miejsca na zajmujące znaczną przestrzeń mechanizmy sterowania

najczęstszym sposobem realizacji sterowania jest sterowanie jednokanałowe Przerzutowe

stery w zależności od fazy obrotu na skutek wytworzenia siły nośnej dokonują

w poszczegoacutelnych chwilach czasowych korekcji toru naprzemiennie w kanale kierunku

i pochylenia Przy czym w tej najliczniejszej grupie pociskoacutew rakietowych sygnał sterujący

wypracowywany jest na podstawie informacji z koordynatora nadążnego głowicy

samonaprowadzania Przytłaczającą większość na wspoacutełczesnym rynku zbrojeniowym

stanowią opisane powyżej zestawy lub licencyjne albo nieautoryzowane ich wersje

Znacznie rzadziej występują bdquonieklasycznerdquo rozwiązania w postaci naprowadzania

pocisku w wiązce laserowej (RBS-70) lub też przekazujące pociskowi uchyby od linii

celowania drogą radiową (Javelin) Te rozwiązania w odroacuteżnieniu od większości pociskoacutew

samonaprowadzających się na cel pozwalają w dowolnej chwili przerwać naprowadzanie lub

przejść do ataku na inny cel Po części też charakteryzują się mniejszą podatnością na

zakłoacutecenia naturalne i niektoacutere sztuczne Ich użycie cechuje jednak konieczność ciągłej

obserwacji i precyzyjnego śledzenia celu a w tym czasie operator jest narażony na

przeciwdziałanie przeciwnika i nie może razić kolejnego celu co może mieć miejsce

w przypadku pociskoacutew z termiczną głowicą samonaprowadzającą się na cel

Brak kompletnych informacji na temat rozwiązań konstrukcyjnych głowic

samonaprowadzania i mechanizmoacutew wykonawczych odpowiedzialnych za sterowanie nie

pozwala jednoznacznie stwierdzić ktoacutere zestawy charakteryzują się większą efektywnością

rażenia i jaki wpływ mają na nią poszczegoacutelne rozwiązania techniczne Niemniej

w przypadku każdej z konstrukcji można zaobserwować zbliżone tendencje w dziedzinie ich

rozwoju Należą do nich np zwiększenie maksymalnego zasięgu rażenia celu wyposażenie

zestawu w urządzenie zapytujące systemu bdquoswoacutejndashobcyrdquo poprawa zdolności rażenia głowic

bojowych maksymalna automatyzacja czynności przedstartowych integracja z istniejącymi

systemami obserwacji i kierowania ogniem oraz poprawa czułości detektoroacutew i zmniejszenie

ich podatności na zakłoacutecenia mogące wystąpić w realnych działaniach bojowych

Z uwagi na wysoką zdolność rażenia i potencjalnie duże zagrożenie w przypadku użycia

przeciwko celom cywilnym obroacutet i produkcja tego typu sprzętu jest ściśle nadzorowana

i limitowana przez organizacje międzynarodowe W związku z tym pojawiają się też bardziej

specyficzne wymagania jak np konieczność autoryzacji operatora przed podjęciem czynności

startowych czy też reprogramowalność pocisku po starcie Jednak pomimo tego z uwagi

przede wszystkim na swoje zalety i stosunkowo niewielkie rozmiary przenośne

przeciwlotnicze zestawy rakietowe będą w najbliższej przyszłości silnie rozwijane jako

43

środek bojowy ktoacutery ma za zadanie zwalczać nie tylko cele w postaci klasycznych

samolotoacutew bojowych ale przede wszystkim przyszłościowych bezpilotowych platform

bojowych [4 17-20]

3 Systemy sterowania przeciwlotniczymi wirującymi pociskami

rakietowymi

31 Wprowadzenie

Wprowadzanie pociskoacutew rakietowych w ruch wirowy dookoła osi podłużnej zaczęto

powszechnie stosować w latach 60-tych ubiegłego wieku z powodoacutew ekonomicznych Każdy

pocisk rakietowy charakteryzuje się mniejszą lub większą asymetrią opływu

aerodynamicznego a w konsekwencji powstaniem sił aerodynamicznych zakłoacutecających

założony tor lotu Należy podkreślić że asymetria może wynikać zaroacutewno z niedokładności

wykonania jak roacutewnież może być celowo wprowadzona przez konstruktora zmuszonego do

rozmieszczenia niesymetrycznych elementoacutew typu zaczepy do połączenia z prowadnicą

owiewki kabli anteny itp W obydwu przypadkach proacuteby jej wyeliminowania wiążą się

z nakładem pracy i kosztoacutew Jeszcze groźniejszym zjawiskiem jest asymetria ciągu silnika

rakietowego wynikająca zaroacutewno z niedokładności wykonania jak i ze zdeformowaniem

(wymywaniem) dysz silnikoacutew rakietowych na skutek oddziaływania strumienia gazoacutew

wylotowych Szczegoacutelnie niekorzystne jest deformowanie dysz polegające na przekształcenie

przekroju kołowego w nieregularny owal i w konsekwencji odchylenie kierunku

wypływających gazoacutew wylotowych oraz kierunku działania siły ciągu Wyeliminowanie lub

tylko ograniczenia zjawiska bdquowymywaniardquo dysz możliwe jest tylko poprzez wykonanie ich

z bardzo odpornych a zatem i bardzo drogich materiałoacutew

Wszystkie zasygnalizowane powyżej zjawiska powodują powstanie dodatkowych sił

oddziałujących na pocisk w czasie lotu Siły te można rozłożyć na składowe wzdłuż osi

podłużnej pocisku rakietowego i na składowe prostopadłe do osi pocisku Składowe podłużne

spowodują przede wszystkim zmianę prędkości postępowej pocisku natomiast składowe

poprzeczne będą wywoływać odchylanie toru lotu pocisku od toru żądanego Ponieważ jak

już wspomniano proacuteby wyeliminowania bądź tylko ograniczenia tego niekorzystnego wpły-

wu metodami poprawienia konstrukcji bądź dokładności wykonania wiążą się z nakładami

ekonomicznymi postanowiono zastosować inny sposoacuteb

Wprowadzenie pocisku w ruch wirowy dookoła osi podłużnej powinno spowodować

wzajemne kompensowanie się niekorzystnego oddziaływania składowych prostopadłych do

osi podłużnej pocisku gdyż składowe te roacutewnież będą wirować i nieustannie zmieniać

kierunek działania

Ruch wirowy spowoduje że składowa prostopadła będzie proacutebować odchylać pocisk

kolejno w goacuterę w prawo w doacuteł w lewo i znoacutew w goacuterę itd Jeśli tylko ruch wirowy będzie

dostatecznie szybki można mieć nadzieję że zanim pocisk zareaguje i zdąży odchylić się np

bdquow prawordquo już siła będzie proacutebować odchylić go bdquow lewordquo w rezultacie pocisk nie zdąży

zareagować na żadne z chwilowych oddziaływań ktoacutere będą się wzajemnie kompensować

i pocisk nie będzie się odchylał od żądanego toru lotu Można znaleźć opracowania

teoretyczne zgodnie z ktoacuterymi jeśli spełniony będzie warunek że prędkość obrotowa dookoła

44

osi podłużnej będzie o rząd wielkości (10 razy) większa od częstotliwości drgań własnych

bryły pocisku to pocisk nie zdąży reagować na zmianę kierunku działania składowej

prostopadłej [29-32]

Opisanego zjawiska nie należy mylić z tzw efektem giroskopowym Pociski

wystrzeliwane z gwintowanej broni lufowej wprowadzane są w szybki ruch wirowy wokoacuteł osi

podłużnej i wykorzystują tzw efekt giroskopowy polegający na zachowaniu niezmiennego

położenia kierunku osi obrotu co znakomicie stabilizuje pocisk w czasie lotu

i uodparnia go na wszelkie zakłoacutecenia W przypadku pociskoacutew rakietowych prędkość

wirowania jest zdecydowanie za mała aby efekt giroskopowy miał znaczenie praktyczne

32 Jednokanałowy system sterowania przerzutowego

321 Idea jednokanałowego sterowania przerzutowego

Zastosowanie ruchu obrotowego dookoła osi podłużnej eliminuje wprawdzie

niekorzystny wpływ omoacutewionych powyżej sił prostopadłych ale praktycznie uniemożliwiło

sterowanie według dotychczas stosowanych zasad W związku z tym opracowano teorię

dyskretnego jednokanałowego sterowania przerzutowego ktoacutere polega na kilkakrotnym

przerzucaniu steroacutew w jedno z dwoacutech skrajnych położeń w trakcie każdego pełnego obrotu

pocisku rakietowego [33-39]

Rys 31 Miejsca przebywania wektora siły sterującej w trakcie jednego obrotu

Część goacuterna (a)ndash bez przerzutu część dolna (b) ndash jeden przerzut co 180

płaszczyzna przerzutu pionowa

y

z

y

z

a)

b)

45

Rysunek 31a symbolicznie przedstawia kolejne położenia wektora sił sterujących

w trakcie jednego obrotu Pojedyncze zakreskowanie całego okręgu oznacza że wektor siły

sterującej przebywał w każdym punkcie okręgu jeden raz podczas jednego obrotu

Intuicyjnie można stwierdzić że efekt działania siły sterującej będzie roacutewny zero

Potwierdzeniem powyższego stwierdzenia jest rzut wektora siły sterującej na osie układu

wspoacutełrzędnych związanego z pociskiem w taki sposoacuteb że oś Ox pokrywa się z osią podłużną

pocisku oś Oy jest skierowana zawsze pionowo do goacutery a oś Oz jest zawsze pozioma

i skierowana w prawo Zgodnie z definicją efekt oddziaływania sił sterujących jest

proporcjonalny do tzw siły efektywnej ktoacutera jest roacutewna algebraicznej sumie poacutel rzutoacutew

wektora siły sterującej na osie układu Oxyz (rys 32)

Rys 32 Przebieg rzutoacutew wektora Fs na osie układu Oxyz - kolor czerwony ndash rzut na oś Oy

sterowanie w płaszczyźnie pionowej - kolor niebieski ndash rzut na oś Oz sterowanie w płaszczyźnie

poziomej

Jak wynika z rysunku algebraiczna suma poacutel jest roacutewna zero Gdyby można było

zmusić wektor sił sterujących do powrotu do położenia wyjściowego po wykonaniu obrotu

o 180deg i ponownego przebiegnięcia tej samej połoacutewki okręgu co poprzednio to niewątpliwie

otrzymalibyśmy wypadkową siłę sterującą roacuteżną od zera (rys 31b)

Gdyby można było zmuszać wektor sił sterujących do obiegania dwukrotnie w trakcie

jednego obrotu pocisku tej samej połoacutewki okręgu ale jednocześnie przesuwać o dowolny kąt

początek obiegu (fachowo nazywa się to obracaniem płaszczyzny przerzutu) to otrzymamy

wypadkową siłę sterującą skierowaną w dowolnym kierunku w zależności od potrzeb (rys

33)

W ten sposoacuteb rozwiązano jeden z dwoacutech podstawowych problemoacutew generowania sił

sterujących mianowicie kierunek i zwrot siły skierowane są na likwidację uchybu

określonego metodą naprowadzania Niestety pozostał drugi problem a mianowicie

konieczność zapewnienia proporcjonalności wartości efektywnej siły sterującej do uchybu

W celu analizy postawionego zagadnienia wprowadzono następujące definicje i oznaczenia

przedstawione na rys 34

Układ wspoacutełrzędnych OXYZ ktoacuterego początek umieszczony jest w punkcie startu oś

OX skierowana jest w cel i pokrywa się z linią wizowania (linia łącząca punkt naprowadzania

z celem) oś OY skierowana pionowo do goacutery a oś OZ pozioma i skierowana w prawo

Rysunek przedstawia widok z punktu naprowadzania Środek układu wspoacutełrzędnych

1

-1

14 28 42 560

rad

70

w1middot t1

46

reprezentuje środek celu punkt P - reprezentuje pocisk - kąt pomiędzy osią OY a

odcinkiem łączącym pocisk z linią obserwacji (odchyłką h)


ndash jeden przerzut co 180 płaszczyzna przerzutu pozioma

Rys 34 Przedstawienie sytuacji widzianej przez aparaturę naprowadzania

Wprowadzamy funkcję sygnału sterującego

119865119894 = 1198801 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894 minus 120583) + 1198802 ∙ sin(2 ∙ 1205961 ∙ 119905119894) + 1198803 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894) (31)

gdzie

1198801= 1198960 ∙ ℎ

- amplituda sygnału sterowania

1198802= 119888119900119899119904119905

- amplituda sygnału linearyzacji

0 le 1198801le 2 ∙ 1198802

1198803= 119888119900119899119904119905

- amplituda sygnału kompensacji ciężaru

1205961 - prędkość obrotowa pocisku rakietowego dookoła osi

podłużnej

119905119894 - czas bieżący

y

z

Y

P

C

Z

h

47

1198960 - wspoacutełczynnik wzmocnienia

h - odchyłka pocisku od linii wizowania mierzona

prostopadle do tej linii

120583 - kąt pomiędzy osią OY a linią łączącą linię wizowania z

pociskiem (odchyłka h) mierzony w prawo od osi OY

Wprowadzenie sygnału kompensacji składowej grawitacyjnej ułatwia proces

naprowadzania ale przy założeniu że została ona prawidłowo dobrana nie wnosi ona nic

istotnego do prowadzonych rozważań

Wprowadzimy funkcję H o następującej charakterystyce

H = 1 gdy 0iF

H = -1 gdy 0iF

Funkcję H będziemy traktować jako sygnał sterujący wymuszający przerzut organoacutew

sterujących i w konsekwencji wektora siły sterującej w jedno z dwoacutech skrajnych położeń

Uzyskany efekt sterowania będzie zależał od stosunku czasu przebywania wektora sił

sterujących w przeciwstawnych skrajnych położeniach

Rys 35 Kolejne położenia wektora siły sterującej

Wyjaśnienia wymaga ograniczenie nałożone na goacuterną wartość 1U Wynika ono

z konieczności zachowania liniowej zależności siły sterującej od odchyłki h Parametry

układu muszą być tak dobrane aby dla maksymalnej dopuszczalnej wartości odchyłki h

wartość 1 22U U Po przekroczeniu tej wartości składowa 2U nie wpływa już na czas

przerzutu H zmienia się tylko pod wpływem składowej ( 1 1sin( )iU tw ) co 180deg siła

sterująca osiąga wartość maksymalną i dowolne zwiększanie odchyłki h nie jest w stanie jej

zmienić

Uproszczeniem niezbędnym dla wyjaśnienia sposobu generowania siły sterującej jest

założenie o natychmiastowym przerzucie wektora siły sterującej Czas przerzutu jest roacutewny

zero Przyjęcie takiego założenia nie ma wpływu na jakościowe przedstawienie problemu ale

problem zapewnienia odpowiedniego czasu przerzutu jest podstawowym problemem

dyskretnego sposobu sterowania Zgodnie z zasygnalizowanymi powyżej wymaganiami na

prędkość obrotową dookoła osi podłużnej powinna być ona 10-krotnie większa od

częstotliwości drgań własnych bryły pocisku Częstotliwość drgań własnych małych

y

t0 t2

t1

z

t11

t22 t00

t3

t33

48

pociskoacutew rakietowych zawiera się w granicach 2divide3Hz a to oznacza że prędkość obrotowa

powinna wynosić około 20divide30 obrotoacutew na sekundę Jak wynika z rys 35 dla realizacji

zaproponowanej metody generowania sił sterujących niezbędne jest dokonanie czterech

przerzutoacutew w trakcie jednego obrotu Tylko przy 20-tu obrotach na sekundę jeden obroacutet trwa

50 ms Ponieważ występują cztery przerzuty to możemy w przybliżeniu przyjąć że w trakcie

jednego obrotu wystąpią cztery oddzielne cykle (okresy generowania siły sterującej) Na

jeden cykl średnio przypada 125 ms ale w literaturze przedmiotu można spotkać teoretyczne

wymaganie aby czas przerzutu zawierał się w granicach 20 cyklu generowania siły [40]

Spełnienie takiego wymagania oznaczałoby że czas przerzutu musiałby zawierać się w

granicach 25 ms Jest to wymaganie trudne do zrealizowania w praktyce Po uwzględnieniu

ograniczeń przestrzeni ktoacuterą można wykorzystać do rozmieszczenia układoacutew napędu steroacutew

i ilości dysponowanej energii okazuje się że uzyskanie czasu przerzutu rzędu 10 ms jest

praktycznie granicą możliwości technicznych Stąd wynika ograniczenie takiego sposobu

sterowania do stosunkowo niewielkich obiektoacutew O ile można przerzucać w ciągu 10-ciu

milisekund małe stery aerodynamiczne bądź nasadki dysz silnika rakietowego to osiągnięcie

takiego czasu dla dużych powierzchni byłoby praktycznie niemożliwe Wiele lat

praktycznych doświadczeń z tego typu sposobem generowania sił sterujących pozwoliło na

zmniejszenie prędkości obrotowej dookoła osi podłużnej nawet dwukrotnie w stosunku do

wyżej wymienionych teoretycznych warunkoacutew Znane są rozwiązania gdzie zamiast

wymaganych 20-tu stosuje się 10 obrotoacutew na sekundę i wystarcza to do zapewnienia

odpowiedniej dokładności sterowania pociskami przeznaczonymi do zwalczania celoacutew

nieruchomych bądź poruszających się ze stosunkowo niewielkimi prędkościami ndash czołgi

pojazdy opancerzone barki desantowe

Zmniejszenie prędkości obrotowej wywołuje praktycznie niezauważalną

mimośrodowość trajektorii (lot po spirali) a znakomicie poprawia relację czas przerzutu do

cyklu generowania sił sterujących (jednego z czterech na jeden obroacutet)

Jeśli zdecydujemy się na metodę bezpośredniego naprowadzania to generowanie funkcji

sygnału sterującego w postaci (31) nie sprawia praktycznie żadnych problemoacutew

technicznych Potrzebne dane uchyb h i faza - określa w prosty sposoacuteb system sterowania

Goniometr mierzy kąt pomiędzy własną osią optyczną skierowaną w cel a linią goniometr-

pocisk wyznaczoną przez promieniowanie reflektora (smugacz diody laserowej bądź innego

źroacutedła promieniowania) oraz kąt Odległość D określana jest najczęściej jako iloczyn

średniej prędkości postępowej pocisku i czasu lotu Odchyłka h określana jest z zależności

ℎ = 119863 ∙ 119904119894119899120576 (32)

Pewną trudność stanowi precyzyjne określenie aktualnego kąta obrotu pocisku ( 1 itw )

Komutator związany z umieszczonym na pokładzie pocisku giroskopem wypracowuje ciąg

impulsoacutew prostokątnych co 90deg obrotu Ciąg ten jest przesyłany do układoacutew

wypracowywania sygnału iF a wartości pośrednie (pomiędzy 0divide90 90divide180 180divide270

i 270divide360) obliczane są jako iloczyn średniej prędkości obrotowej z poprzedniego okresu

przez czas

Na rys 35 przedstawiono zasadę wypracowywania wypadkowej siły sterującej

zmieniającej swoją wartość w zależności od wielkości odchyłki bdquohrdquo i kierunek działania

w zależności do kąta Przyjęto 1 2U U 0 Wektor rozpoczyna obroacutet w prawo od

49

położenia t0 Pomiędzy punktami t0 i t1 suma 1U i 2U jest dodatnia H = 1 wektor obiega łuk

pomiędzy punktami t0 i t1 W punkcie t1 suma 1U i 2U zmienia znak i H = -1 następuje

przerzut wektora do punktu t11 wektor obiega łuk pomiędzy t11 a t2 W chwili t2 następuje

kolejna zmiana znaku sumy i funkcji H oraz przerzut do t22 a następnie ruch po łuku t22 do t3

W chwili t3 następuje kolejny przerzut do t33 i ruch po łuku t33 do t00 gdzie cykl się zamyka

Otrzymaliśmy łuk okręgu t3ndasht11 na ktoacuterym wektor siły sterującej Fs nie przebywał w ogoacutele

łuki t11ndasht33 oraz t1ndasht3 na ktoacuterych wektor przebywał jednokrotnie i łuk t33ndasht1 na ktoacuterym wektor

przebywał dwukrotnie Idea opisywanej metody wypracowywania sił sterujących opiera się

na twierdzeniu że kąt rozwarcia sektora t33 ndash t1 będzie się zmieniał od 0 do 180deg w zależności

od stosunku 1U do 2U a w konsekwencji od bdquohrdquo natomiast jego oś symetrii czyli kierunek

siły wypadkowej będzie się zmieniał zgodnie ze zmianami kąta W rezultacie uzyskamy

siłę wypadkową skierowaną w kierunku zapewniającym likwidację uchybu h oraz o wartości

wprost proporcjonalnej do modułu h

Celem sprawdzenia powyższej tezy skorzystamy z definicji efektywnej siły sterującej

Wektor siły sterującej Fs rzutujemy na osie układu Oxyz - poacutełzwiązanego z pociskiem Oś Ox

pokrywa się z osią podłużną pocisku oś Oy jest skierowana prostopadle do goacutery a oś Oz

prostopadle w prawo Układ Oxyz nie obraca się dookoła osi podłużnej Efektywna siła

sterująca efF jest roacutewna algebraicznej sumie poacutel pod krzywą rzutu wektora siły sterującej Fs

na osie układu Oxyz

Można ją roacutewnież zdefiniować jako siłę o stałej wartości takiej że iloczyn efF razy

czas działania (czas jednego obrotu) jest roacutewny określonej powyżej algebraicznej sumie poacutel

według następujących zależności (33)

119865119890119891119910 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199051

0

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 +int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)

(33) 119865119890119891119911 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)

12059311199051

0

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 + int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)

gdzie 1 2 3 t t t ewentualnie 4t ndash odpowiednio czasy przerzutu wektora sił sterujących

Przyjmuje się że skutek sterowania ndash zmiana kierunku lotu jest wprost proporcjonalny

do wartości efektywnej siły sterującej W niektoacuterych opracowaniach teoretycznych można

znaleźć twierdzenia że efekt działania dyskretnej siły sterującej na niektoacutere obiekty jest

większy niż roacutewnoważnej siły o stałej wartości - efektywnej siły sterującej Dla

przedstawianego problemu nie ma to praktycznie znaczenia ponieważ interesuje nas przede

wszystkim proporcjonalność siły efektywnej do odchyłki h Analizy teoretyczne wykazały że

efektywność sterowania jednokanałowego względem sterowania n-kanałowego (idealnego)

mierzona stosunkiem wymiaroacutew odpowiadających im stref osiągalności - wynosi około

6165

322 Przykład rozwiązania technicznego sterowania jednokanałowego

Rozwiązanie techniczne sterowania jednokanałowego zostanie przedstawione na przy-

kładzie sterowania realizowanego w pocisku przeciwlotniczym Strzała-2 [7-8]

50

Głowica samonaprowadzająca tego pocisku stanowi żyroskopowy zespoacuteł śledzący

(nadążny) ktoacutery nieprzerwanie pokrywa oś optyczną obiektywu koordynatora przyjmującego

promieniowanie podczerwone od celu z kierunkiem na cel Składa się z dwoacutech głoacutewnych

zespołoacutew śledzącego koordynatora celu i z autopilota Śledzący koordynator celu w sposoacuteb

ciągły i automatyczny określa kąt rozbieżności między osią koordynatora a linią rakieta - cel

Aby uzyskać realnie proporcjonalne zbliżenie się pocisku rakietowego do celu oś

koordynatora w czasie naprowadzania powinna nieprzerwanie śledzić cel tj automatycznie

zajmować położenie na linii rakieta - cel Osiąga się to przez zastosowanie śledzącego

koordynatora celu składającego się z koordynatora właściwego i żyroskopowego układu

automatycznego śledze-nia celu (rys 36)

Rys 36 Schemat ideowy koordynatora śledzącego zastosowanego w przeciwlotniczym

zestawie rakietowym Strzała-2

Układ optyczny koordynatora oraz droga przebiegu promieniowania podczerwonego

schematycznie przedstawione zostały na rys 37 Obiektyw koordynatora składa się ze

zwierciadła głoacutewnego (6) przeciwzwierciadła (2) i soczewki korekcyjnej (3) W płaszczyźnie

ogniskowej układu optycznego koordynatora jest umieszczona tarcza modulująca raster (4)

za ktoacuterym bezpośrednio znajduje się fotorezystor (5) będący detektorem promieniowania

podczerwonego Obiektyw i raster są zamocowane na wirniku żyroskopu i obracają się razem

z nim przy czym oś optyczna obiektywu pokrywa się z osią obrotu wirnika żyroskopu

właściwego Owiewka (1) zabezpieczająca układ optyczny jest połączona z kadłubem

głowicy a detektor promieniowania może odchylać się razem z obiektywem względem osi

podłużnej głowicy samonaprowadzającej wokoacuteł środka płaszczyzny ogniskowej o kąt

namiaru (pelengacji)

Rys 37 Schemat układu optycznego koordynatora śledzącego (po lewej) oraz tarcza

modulująca raster zastosowana w pocisku rakietowym Strzała-2 (z prawej)

1 ndash owiewka 2 ndash przeciwzwierciadło 3 ndash soczewka korekcyjna 4 ndash tarcza modulująca raster

5 ndash opornik fotoelektryczny (detektor podczerwieni) 6 ndash zwierciadło magnetyczne (głoacutewne)

51

Gdy cel znajduje się w przedziałach pola widzenia koordynatora promieniowanie

cieplne od celu jest ogniskowane przez układ optyczny koordynatora w plamkę małych

rozmiaroacutew Jeżeli kierunek na cel zgadza się z osią optyczną obiektywu to przedstawienie

celu w postaci plamki skupia się w środku rastru ktoacutery stanowi płytkę płasko-roacutewnoległą

z rysunkiem przedstawiającym przezroczyste i nieprzezroczyste pola (rys 37)

Jeżeli jest rozbieżność kątowa między osią obiektywu a kierunkiem na cel plamka

zmienia położenie względem środka tarczy modulującej (rastru) Podczas obrotu tarczy

strumień cieplny od celu jest modulowany (przerywany) przez raster Na detektor padają

bdquozestawy impulsoacutew promieniowania podczerwonego ktoacuterych częstotliwość powtarzania

(rys 38) jest roacutewna częstotliwości obrotoacutew rastra f0 Częstotliwość zapełnienia zestawu

impulsoacutew roacutewna jest częstotliwości fn i zależy od liczby przezroczystych i nieprzezroczystych

poacutel na rysunku rastra Detektor przekształca wiązki impulsoacutew promieniowania cieplnego

w sygnał elektryczny ktoacutery zawiera informację o wielkości i kierunku rozbieżności kątowej

między osią optyczną obiektywu a kierunkiem na cel

Rys 38 Kształtowanie się sygnałoacutew sterujących w zależności od położenia celu względem osi

podłużnej pocisku rakietowego

4 - przebieg napięcia na wyjściu z detektora 5 - obwiednia zestawu impulsoacutew 6 - pierwsza

harmoniczna obwiedni zestawu impulsoacutew

Na rysunku 38 są pokazane wykresy kształtowania sygnału na wyjściu fotorezystora

Za położenie wyjściowe odczytu przyjęto położenie rastra odpowiadające pokazanemu na rys

38a Początek i przerwanie modulacji związane jest z położeniem plamki na rastrze tj

położeniem celu w przestrzeni Przy przesunięciu plamki ze środka rastra w goacuterę wzdłuż osi

Y do położenia bdquo1rdquo napięcie uzyskane na wyjściu z detektora promieniowania będzie zgodne

z tym jakie przedstawione jest na rys 38b ndash krzywa bdquo4rdquo Po zwiększeniu kąta rozbieżności

gdy plamka przesunie się w położenie bdquo2rdquo (rys 38a) napięcie sygnału na wyjściu odbiornika

promieniowania będzie zgodne z rys 38c (krzywa bdquo4rdquo) Przy zmianie kierunku rozbieżności

(przemieszczenie plamki z punktu bdquo2rdquo do bdquo3rdquo) krzywa napięcia (rys 38d linia bdquo4rdquo) niejako

się przemieszcza po osi czasu o wielkość kąta fazowego C roacutewnego kątowi między osią OY

a prostą przeprowadzoną przez środek rastra i plamki Z analizy krzywych przedstawionych

52

na rys 38 wynika że długość zestawu impulsoacutew zależy od wielkości kąta 2α tj od

wielkości kąta rozbieżności a faza od kierunku rozbieżności

Z wyjścia detektora sygnał jest przesyłany do zespołu elektronowego koordynatora (rys

36) w ktoacuterym w kolejności zestawu impulsoacutew kształtuje się sygnał sterujący głowicy Tam

sygnał po wzmocnieniu i ograniczeniu jest przesyłany do detektora amplitudowego z filtrem

wygładzającym ktoacutery wydziela z zestawu impulsoacutew ich obwiednię (krzywa bdquo5rdquo na rys 38)

Dalej sygnał jest przesyłany do wzmacniacza wybierającego nastrojonego na częstotliwości

obrotu rastra Wzmacniacz wydziela pierwszą harmoniczną obwiedni zestawu impulsoacutew

(krzywa bdquo6rdquo na rys 38) ktoacuterej amplituda jest proporcjonalna do wielkości kąta rozbieżności

a faza zależy od kierunku rozbieżności Rysunek rastra wykonany jest w taki sposoacuteb aby

zapewnić w przedziale 35 pola widzenia koordynatora zależność liniową amplitudy

pierwszej harmonicznej obwiedni (obrysowej) - zestawu impulsoacutew na wyjściu wzmacniacza

wybierającego od wielkości kąta rozbieżności Poacutełkola tarczy modulującej zapewniają

niezbędną zależność długości zestawu impulsoacutew od wielkości kąta rozbieżności

Zabezpieczenie przed promieniowaniem tła (chmury prześwity w chmurach) zapewnia

podział rastra na sektory o małych rozmiarach kątowych poroacutewnywalnych z wymiarami

kątowymi celu W celu umożliwienia dokonywania selekcji celu od tła tj selekcji w dwoacutech

osiach wspoacutełrzędnych sektory rastra mają kształt krzywoliniowy Zakłoacutecenia powstające od

tła mają rozmiary w mierze kątowej przewyższające wymiary sektoroacutew W ten sposoacuteb

głębokość modulacji promieniowania podczerwonego od przedmiotoacutew terenowych będzie

mniejsza od głębokości modulacji od celu W ten sposoacuteb zapewnia się niezbędną selekcję

przestrzenną celu od przedmiotoacutew terenowych i tła

Pierwsza harmoniczna obwiedni zestawu impulsoacutew jest sygnałem sterującym głowicy

ktoacutery po wzmocnieniu w zespole elektronowym (bdquonapięciowordquo i bdquomocowordquo) w postaci

odpowiedniej wartości prądu korekcji zostaje przesłany do autopilota (rys 36) w celu

kierowania sterami rakiety oraz do uzwojenia układu korekcyjnego Pod wpływem sygnału

sterującego powstaje w układzie korekcyjnym żyroskopu moment korekcyjny wywołujący

jego precesję (obroacutet osi wirnika) w kierunku celu likwidując rozbieżności kątowe (namiar

kątowy na cel) do zera

Elementem wykonawczym śledzącego koordynatora celu głowicy samonaprowadza-

jącej jest żyroskop trzystopniowy (rys 39a) Wirnik żyroskopu swobodnego ktoacuterego

podstawowym elementem jest magnes trwały (bdquo20rdquo na rys 39a) i ktoacutery jest jednocześnie

głoacutewnym zwierciadłem obiektywu jest umocowany w zawieszeniu przegubowym umożliwia-

jącym odchylenie w dowolnym kierunku o 40deg od wzdłużnej osi głowicy Podstawową

właściwością żyroskopu swobodnego jest to że oś własna obrotu jego wirnika zachowuje

niezmiennie swoacutej kierunek w przestrzeni Ponieważ oś optyczna obiektywu jest połączona

z osią obrotu wirnika więc przy wszystkich przechyłach i obrotach kadłuba pocisku

rakietowego pole widzenia głowicy samonaprowadzającej jest stabilizowane w przestrzeni

Wirnik żyroskopu jest umieszczony wewnątrz uzwojeń korekcyjnych (rys 39b)

i stanowi solenoid ktoacuterego oś jest zgodna z osią wzdłużną głowicy samonaprowadzającej

Podczas przepływu prądu w uzwojeniach korekcji powstaje w nich zmienne pulsujące

z częstotliwością powtarzania zestawu impulsoacutew pole magnetyczne W wyniku wzajemnego

oddziaływania obracającego się magnesu z pulsującym polem magnetycznym uzwojeń

53

korekcji będą oddziaływać na wirnik żyroskopu siły przyłożone do biegunoacutew magnesu

Ponieważ częstotliwość prądu korekcji odpowiada częstotliwości żyroskopu średnia wartość

w czasie sił wypadkowych będzie zachowywała niezmieniony swoacutej kierunek w przestrzeni do

punktu przyłożenia (wirnika żyroskopu) W celu uzyskania precesji żyroskopu w płaszczyźnie

kąta rozbieżności w kierunku jego zmniejszania moment korekcji powinien się znajdować

roacutewnież w płaszczyźnie kąta rozbieżności Kierunek momentu korekcji zależy od fazy prądu

w uzwojeniu korekcyjnym W związku z tym że w zespole elektronowym następuje zjawisko

opoacuteźniania sygnału sygnał sterujący na wyjściu zespołu elektronowego opoacuteźnia się w fazie

w stosunku do obwiedni zestawu na wyjściu opornika fotoelektrycznego W celu skompen-

sowania tego przesunięcia fazowego linia podziału rastra modulującego jest przesunięta

względem linii biegunoacutew magnesu zgodnie z kierunkiem obrotu wirnika żyroskopu o kąt

odpowiadający opoacuteźnieniu sygnału w zespole elektronowym

Rys 39 Żyroskop głowicy samonaprowadzania (a) oraz jej korpus z cewkami (b)

14 - zwierciadło 15 - soczewka korekcyjna 17 - przysłona 18 - raster 20 - zwierciadło-magnes 26 -

detektor 28 - cewka komutacji 34 - detektor podczerwieni 36 - cewka (uzwojenie) korekcji 37 -

cewka (uzwojenie) obrotoacutew 38 - cewka (uzwojenie) kompensacyjna 43 - cewka wyszukiwania

W celu zapewnienia celowania w czasie bdquouchwycenia obiektu powietrznego niezbędne

jest pokrycie osi optycznej obiektywu koordynatora z osią urządzenia celowniczego ktoacutera

jest roacutewnoległa do osi wzdłużnej rakiety W przypadku gdy cel będzie się znajdował w polu

widzenia urządzenia celowniczego roacutewnież będzie się znajdował w polu widzenia głowicy

samonaprowadzającej Dla zapewnienia automatycznego nieprzerwanego pokrywania osi

optycznej obiektywu z osią wzdłużną rakiety w czasie śledzenia celu konieczne jest

zastosowanie czujnika do mierzenia rozbieżności między tymi osiami Czujnikiem tym

mierzącym odchylenia żyroskopu od osi wzdłużnej rakiety jest uzwojenie namiarowe

(pelengacyjne) Oś uzwojenia namiarowego (pelengacyjnego) jest zgodna z osią wzdłużną

pocisku rakietowego Jeśli płaszczyzna obrotu magnesu wirnika żyroskopu zgadza się

z płaszczyzną zwojoacutew uzwojenia pelengacyjnego to siła elektromotoryczna powstająca

w uzwojeniu namiarowym jest roacutewna zeru W przypadku odchylenia osi żyroskopu o pewien

kąt od wzdłużnej osi głowicy powstaje SEM ktoacutera jednoznacznie wyznacza wielkość

i kierunek kąta rozbieżności (amplituda i faza SEM) Sygnał z uzwojenia namiarowego po

wzmocnieniu w zespole elektronowym koordynatora śledzącego zostaje przesłany do uzwoje-

nia korekcyjnego Pod wpływem działania momentu układu korekcyjnego żyroskop

54

rozpoczyna precesję w kierunku zmniejszenia kąta rozbieżności doprowadzając jego wartość

do zera

Blokowanie żyroskopu głowicy jest konieczne tyko w czasie celowania i po

uchwyceniu celu Zostaje ono wyłączone w momencie przejścia głowicy w tryb pracy

śledzenia

W czasie śledzenia celu gdy prędkość linii pocisk rakietowy cel nie roacutewna się zeru

głowica śledząca wypracowuje sygnały sterujące dla steroacutew rakiety ktoacutere są proporcjonalne

do kąta rozbieżności pomiędzy kierunkiem celu a osią optyczną obiektywu Z uwagi na roacuteżne

w czasie wartości momentoacutew sił korygujących aby nie następowało zmniejszanie

i zwiększanie prędkości obrotowych żyroskopu stosuje się układ stabilizacji jego obrotoacutew

Utrzymuje on stałą prędkość obrotową wirnika żyroskopu w stosunku do ziemi w odniesieniu

do kadłuba głowicy jego prędkość będzie zmienna ponieważ pocisk rakietowy obraca się ze

zmienną prędkością w przedziale 20divide10 obrs

Podstawową metodą naprowadzania pocisku rakietowego Strzała-2 jest metoda

proporcjonalnej nawigacji przy ktoacuterej sygnał sterujący jest proporcjonalny do bezwzględnej

prędkości kątowej obrotu linii wizowania pocisk-cel Istota metody polega na tym aby

sprowadzić do zera prędkość kątową linii wizowania co zapewnia spotkanie pocisku z celem

w tzw punkcie wyprzedzonym Schematy naprowadzania pocisku na cel według metody

proporcjonalnego zbliżenia na kursach spotkaniowym i pościgowym przedstawiono na

rys 310

Rys 310 Naprowadzanie się przeciwlotniczego pocisku rakietowego Strzała-2 metodą

proporcjonalnej nawigacji na kursie pościgowym (a) i spotkaniowym (b)

Na początkowym odcinku trajektorii lotu pocisk nie leci do wybranego punktu

spotkania lecz jego lot jest zaprogramowany w celu wypracowania kątoacutew wyprzedzenia

i przewyższenia Sterowanie gazodynamiczne z wykorzystaniem siły ciągu prochowego

silnika sterującego odbywa się według sygnału z uzwojenia namiaru sprzężonego

z podstawowym sygnałem sterowania stanowiąc w istocie układ sprzężony według kąta

namiaru (pelengu)

Układ sterowania lotem pocisku rakietowego jest przeznaczony do realizowania

określonego sposobu naprowadzania Jako miernik prędkości kątowej linii rakieta-cel

wykorzystuje się jednokanałową żyroskopową głowicą samonaprowadzającą Za podstawę

55

budowy aparatury pokładowej przyjęto zasadę jednokanałowego sterowania obracającym się

pociskiem z organem wykonawczym w postaci steroacutew pracujących w przekaźnikowym trybie

pracy Metoda sterowania jednokanałowego polega na tym że jeden organ wykonawczy

wykorzystując obroacutet pocisku wytwarza siłę sterowania w dowolnym kierunku przestrzeni

Najważniejszymi elementami wchodzącymi w skład przedziału sterowania są

prochowy akumulator ciśnienia turbogenerator oraz zespoacuteł sterujący (rys 311) Akumulator

ciśnienia zawiera w swoim wnętrzu ładunek prochowy ktoacutery pobudzony elektrycznym

zapłonnikiem spalając się generuje duże objętości gazoacutew prochowych Część z nich zasila

turbogenerator (jednofazowa prądnica synchroniczna ze wzbudzeniem od magnesoacutew stałych)

będący pokładowym źroacutedłem zasilania a część wykorzystywana jest przez zespoacuteł sterujący

w czasie lotu pocisku rakietowego Zespoacuteł sterujący odpowiedzialny jest za przerzucanie

steroacutew aerodynamicznych z jednego skrajnego położenia w drugie w czasie lotu pocisku Jest

to wzmacniacz gazowy elektrycznych sygnałoacutew sterujących wypracowanych przez głowicę

samonaprowadzającą Działa on pod wpływem dopływających z prochowego akumulatora

ciśnienia gazoacutew prochowych Po przesłaniu sygnałoacutew sterowania z głowicy samonapro-

wadzającej prąd przepływa kolejno do jednej lub drugiej cewki elektromagnesoacutew Zasilając

cewkę prądem kotwica z suwakiem (rys 311) zostaje przyciągnięta w stronę elektromagnesu

otwierając przejście gazu do lewej przestrzeni cylindra roboczego Pod wpływem ciśnienia

gazu tłok przesuwa się do prawego skrajnego położenia ciągnąc za sobą występ wodzidełka

(rys 311) i obraca je wraz ze sterami o 30deg

Rys 311 Zespoacuteł sterujący przeciwlotniczego pocisku rakietowego Strzała-2

7 - cylinder roboczy z tłokiem 8 - ster 5 i 10 - cewki 11 - kotwica 13 - suwak 15 - filtr dokładnego

oczyszczania 21- wodzidełko

56

Gaz przepływający do ruchomej przestrzeni roboczej naciskając na suwak powoduje że

ster szybciej powraca do pierwotnego położenia niż by to miało miejsce poprzez

oddziaływanie cewki dzięki czemu uzyskuje się zwiększenie szybkości działania steroacutew

Aby uzyskać wymaganą trajektorię lotu pocisku rakietowego trzeba do zespołu

sterującego dostarczyć odpowiednie sygnały sterujące Jeśli do urządzenia sterowania

zostanie przesłany sygnał o jednakowej biegunowości (rys 312a) to stery będą się

znajdowały na jednym i tym samym położeniu a powstająca wypadkowa siła sterowania

w czasie jednego obrotu rakiety będzie roacutewna zeru Jeśli do urządzenia sterowania zostanie

przesłany z częstotliwością obrotu rakiety sygnał dwubiegunowy (rys 312b) to stery będą

zmieniały położenie z jednego skrajnego do drugiego co poacuteł obrotu a powstająca w związku

z tym wypadkowa siła sterowania Rp osiągnie maksymalną wielkość

Kierunek siły napędowej Rp można zmieniać zmieniając fazę sygnału sterowania Na

rys 38b pokazany jest przypadek kiedy przerzut steroacutew dokonuje się podczas poziomego

położenia osi ich obrotu Przy tym wypadkowa siła sterowania skierowana jest w prawo

W celu uzyskania zależności proporcjonalnej siły sterowania od amplitudy sygnału

sterowania jest wprowadzona do układu sterowania linearyzacja wymuszona za pomocą

napięcia sinusoidalnego Sygnał linearyzacji Ul mający częstotliwość podwojoną sumuje się

z sygnałem sterowania Us w sumatorze autopilota głowicy samonaprowadzającej - tworząc

sygnał sumaryczny Usum Z wyjścia wzmacniacza mocy autopilota sygnał prostokątny Urm jest

przesyłany do zespołu sterującego W przypadku braku sygnału sterowania jest przesyłany do

zespołu steroacutew jeden sygnał linearyzacji (rys 312d) stery będą przerzucane co 90deg

i wypadkowa siła sterowania Rp w czasie jednego obrotu rakiety będzie roacutewna zeru

Rys 312 Kształtowanie sygnałoacutew sterujących głowicy samonaprowadzania

57

W przypadku pojawienia się sygnału sterowania (rys 312e) przerzut steroacutew od

sumującego sygnału Usum będzie się odbywał także cztery razy w czasie obrotu co 90deg plusmnΔφ

co powoduje powstawanie siły wypadkowej Rp proporcjonalnej do amplitudy sterowania Us

Jeżeli siła sterowania R w początkowym momencie jest skierowana w stronę punktu bdquo1rdquo to

podczas obrotu rakiety zgodnie z ruchem wskazoacutewek zegara siła sterująca R przemieszcza się

od punktu 1 do punktu 2 (ponieważ sygnał sumujący Usum a zgodnie z tym sygnały Urm

między punktami 1 i 2 nie zmieniają biegunowości) W punkcie 2 zachodzi przerzut steroacutew

(sygnał Usum zmienia biegunowość) i kierunek siły sterowania przechodzi z położenia 2 do

położenia 21 Dalej siła sterowania przemieszcza się w kierunku punktu 3 (sygnał Usum

między punktami 21 i 3 nie zmienia biegunowości) W punkcie 3 następuje przerzut steroacutew

(zmienia się biegunowość sygnału Usum) i kierunek siły sterowania z położenia 3 przechodzi

do położenia 31 Następnie siła sterowania przemieszcza się do położenia punktu 4

(biegunowość sygnału Usum stała) W punkcie 4 następuje przerzut steroacutew (sygnał Usum

zmienia biegunowość) i kierunek siły sterowania przechodzi z położenia 4 do położenia 41

Siła sterowania przemieszcza się następnie w kierunku punktu 5 (biegunowość sygnału Usum

stała) W punkcie 5 następuje przerzut steroacutew (sygnał Usum zmienia biegunowość i kierunek

siły sterowania przechodzi z położenia 5 do położenia 51)

Jak widać z rys 312e podczas pełnego obrotu rakiety siła sterowania wypełnia

powierzchnie sektoroacutew ograniczone łukami 1-2 21-3 3

1-4 4

1-5 Sektory 2

1-l-4

1 i 4-3

1-2

wzajemnie się roacutewnoważą Niezroacutewnoważona pozostaje powierzchnia sektora ograniczonego

łukiem 41-2 Wielkość tej powierzchni zależy od amplitudy sygnału sterowania Us i określa

wielkość wypadkowej siły sterowania Kierunek osi symetrii sektora niezroacutewnoważonego

określa kierunek wypadkowej siły sterowania W ten sposoacuteb w jednokanałowej metodzie

kształtowania sygnału kierowania z wprowadzeniem sygnału linearyzacji wielkość

wypadkowej siły sterowania zależy od amplitudy a jej kierunek mdash od fazy sygnału

sterowania

33 Dwukanałowy system sterowania przerzutowego

Opisany w pkt 31 jednokanałowy układ wypracowywania sił sterujących według

metody bezpośredniego naprowadzania charakteryzuje się zaroacutewno prostotą samej

konstrukcji jak i sygnału sterującego niskimi kosztami wykonania niezawodnością działania

i wystarcza-jącą dokładnością Jedyną poważną wadą omawianego sposobu jest stosunkowo

mała efektywność Jak wykazały analizy teoretyczne maksymalny efektywny impuls

sterujący wynosi tylko 0636 Fs

Jedynym znanym sposobem wyeliminowania tej wady jest zastosowanie systemu

dwukanałowego Niestety poprawa efektywności wiąże się z innymi problemami przede

wszystkim z niezamierzonym wzajemnym oddziaływaniem kanałoacutew sterowania między sobą

Założenia wyjściowe dla systemu dwukanałowego są bardzo podobne do opisanych wcześniej

z tym że układ śledzenia określa niezależne odchyłki hy ndash w płaszczyźnie pionowej

i hz ndash w płaszczyźnie poziomej (rys 313)

Na podstawie odchyłek generowane są dwa niezależne sygnały sterujące Uy dla

płaszczyzny pionowej i Uz dla płaszczyzny poziomej Pocisk wyposażony jest w dwie pary

58

steroacutew zamieniających się rolami w miarę zmiany kąta obrotu pocisku (rys 314) ale zawsze

jedna z nich działa w płaszczyźnie pionowej ndash kanał pochylenia a druga w tym samym czasie

w płaszczyźnie poziomej ndash kanał kierunku Na rysunku 314a przedstawiono początkowe

położenie steroacutew Para steroacutew I-III przez następne 90deg obrotu w prawo może wypracowywać

siłę sterującą ktoacuterej wektor będzie obiegał ćwiartkę goacuterną lub dolną okręgu w zależności od

znaku sygnału w kanale pochylenia a zatem zostanie do niej podłączony sygnał pochylenia

Na rysunku wektor obiega goacuterną ćwiartkę ndash kolor czerwony


Rys314 Przykładowa kolejność obiegania kolejnych ćwiartek przez wektory sił sterujących

od pary steroacutew I-III ndash kolor czerwony i pary II-IV ndash kolor niebieski

59

Analogicznie para steroacutew II-IV może generować wektor obiegający lewą lub prawą

ćwiartkę na rysunku ćwiartkę prawą ndash kolor niebieski Stery te przez następne 90deg obrotu

będą pełnić rolę steroacutew kierunku i będzie do niej podłączony sygnał kierunku Na rysunku

314b przedstawiono sytuację w ciągu następnych 90deg obrotu (90deg ndash 180deg) ndash siłę skierowaną

do goacutery wypracowują teraz stery II-IV i do nich zostanie teraz podłączony sygnał pochylenia

ndash stery zmieniły się rolami Rysunek 314c przedstawia sytuację w kolejnej ćwiartce (180deg ndash

270deg) stery znoacutew zamieniły się rolami Na rysunku 314d sytuacja zmieniła się o tyle że

w obydwu kanałach nastąpiła zmiana znaku sygnałoacutew sterujących i w konsekwencji wektor

obiega ćwiartkę dolną ndash pochylenie i lewą ndash kierunek W wyniku takiego sterowania w ciągu

jednego obrotu powstanie siła wypadkowa w kanale pochylenia skierowana do goacutery i roacutewna

50 wartości maksymalnej ndash trzy ćwiartki bdquodo goacuteryrdquo i jedna ćwiartka bdquow doacutełrdquo Analogicznie

w kanale kierunku powstanie siła wypadkowa skierowana w prawo i roacutewna 50 wartości

maksymalnej ndash trzy ćwiartki bdquow prawordquo i jedna bdquow lewordquo

Rysunek 314 przedstawia tylko zasadę omawianej metody wypracowywania sił

sterujących sygnały sterujące mogą zmieniać znak przy dowolnym kącie obrotu

i w konsekwencji wypadkowa siła w każdym z kanałoacutew może przyjmować wartości od zera

do swojej wartości maksymalnej ndash np wszystkie cztery ćwiartki bdquodo goacuteryrdquo

Analizy teoretyczne wykazały że efektywność sterowania dwukanałowego jest większa

niż sterowania jednokanałowego i względem sterowania n-kanałowego (mierzona stosunkiem

wymiaroacutew odpowiadających im stref osiągalności) wynosi około 6165

34 JEDNOKANAŁOWY SYSTEM STEROWANIA PROPORCJONALNEGO

Podstawową wadą dyskretnych sposoboacutew wypracowywania sił sterujących (za pomocą

steroacutew przerzutowych) jest generowanie dużych oporoacutew aerodynamicznych bądź też strat

siły ciągu Stery aerodynamiczne lub ruchome nasadki dysz muszą wychylać się w skrajne

położenia niezależnie od potrzeb zmiany kierunku lotu i w trakcie całego lotu generują straty

natomiast uzyskana siła stanowi w najlepszym przypadku dla sterowania jednokanałowego

tylko około 64 siły wypracowywanej przez układ

Do niedawna jedynym znanym sposobem zmniejszenia oporoacutew aerodynamicznych było

zastosowanie sterowania dwukanałowego ktoacutere ze względu na większą efektywność

wytwarzania siły sterującej pozwalało zmniejszyć wartości kąta wychylenia steroacutew

przerzutowych a im mniejszy kąt przerzutu steroacutew tym mniejszy opoacuter aerodynamiczny

Szybki rozwoacutej ostatnimi czasy techniki mikroprocesorowej oraz bezszczotkowych

silnikoacutew elektrycznych prądu stałego charakteryzujących się bardzo dużą prędkością

działania oraz wysoką dokładnością ustawienia kąta obrotu umożliwił zastosowanie

w sterowaniu jednokanałowym proporcjonalnego wychylania steroacutew Istotą takiego

sterowania jest minimalizowanie oporoacutew aerodynamicznych rakiety wskutek zmniejszenia

kątoacutew wychylenia steroacutew (wartość kąta wychylenia steroacutew nie jest stała jak w sterowaniu

przerzutowym ale proporcjonalna do sygnału sterowania) oraz zminimalizowania ruchoacutew

poprzecznych rakiety podczas lotu w kierunku celu Możliwość proporcjonalnego wychylania

steroacutew nie wymaga już stosowania sygnału linearyzacji

60

Rys 315 Schemat strukturalny autopilota pocisku rakietowego

z jednokanałowym systemem sterowania przerzutowego

FS ndash filtr synchroniczny OD ndash ogranicznik dynamiczny NOP ndash układ nawrotu na odcinku

początkowym Kvn ndash przełącznik wspoacutełczynnika wzmocnienia dla pracy w reżimie bdquospotkanierdquo

i bdquopogońrdquoDF ndash detektor fazowy GNO ndash generator napięcia odniesienia Wp ndash filtr BL ndash blok

linearyzacji DPK ndash czujnik prędkości kątowych rakiety WM ndash wzmacniacz mocy BFS ndash blok

formowania sygnału jednokanałowego Upr ndash napięcie komendy programowej

Na rys 315 przedstawiono schemat strukturalny autopilota pocisku rakietowego

z jednokanałowym systemem sterowania przerzutowego natomiast na rys 316

przedstawiono schemat strukturalny autopilota pocisku rakietowego z jednokanałowym

systemem sterowania proporcjonalnego

61

Rys 316 Schemat strukturalny autopilota pocisku rakietowego z jednokanałowym systemem

sterowania proporcjonalnego

35 Podsumowanie

Większość wspoacutełczesnych przenośnych przeciwlotniczych zestawoacutew rakietowych

bliskiego zasięgu wykorzystuje dyskretne sterowanie jednokanałowe polegające na

kilkakrotnym przerzucie steroacutew w jedno z dwoacutech skrajnych położeń w trakcie jednego

obrotu rakiety

Podstawową zaletą takiego rozwiązania jest prosta konstrukcja niski koszt wykonania

niezawodność działania i stosunkowo duża dokładność naprowadzania [41]

Podstawową wadą dyskretnego systemu jednokanałowego jest mała efektywność

sterowania oraz generowanie niepotrzebnych oporoacutew aerodynamicznych oraz sił

poprzecznych związanych z przerzutem steroacutew Niektoacutere z tych wad można wyeliminować

stosując dyskretne sterowanie dwukanałowe ale należy się woacutewczas liczyć z problemem

62

wzajemnego oddziaływania między kanałami oraz trudnościami technologicznymi wykonania

dwoacutech napędoacutew zamiast jednego dysponując bardzo ograniczoną przestrzenią w przedziale

steroacutew

Chcąc zwiększyć strefę rażenia zestawu a jednocześnie polepszyć dokładność

naprowadzania należałoby zastosować sterowanie proporcjonalne polegające na płynnym

wychylaniu się steroacutew w zależności od potrzebnej wartości siły sterującej wykorzystujące

w bloku napędu steroacutew np bezkolektorowe silniki elektryczne prądu stałego sterowane

mikroprocesorami

Likwidacja przerzucania steroacutew w systemie kierowania pozwoli przy okazji usunąć

dodatkową składową zakłoacuteceń wnoszoną pracą układu sterowania w obwoacuted kierowania

koordynatorem głowicy samonaprowadzającej

63

III CZĘŚĆ KONSTRUKCYJNO-TECHNOLOGICZNA

4 Analiza i optymalizacja rozwiązań konstrukcyjnych bloku sterowania

z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew

41 Koncepcja bloku steroacutew

Blok sterowania z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew jest elementem

wykonawczym bloku kierowania przeciwlotniczego pocisku rakietowego GROM-M

realizującym funkcję autonomicznego i automatycznego naprowadzania pocisku na cel do

momentu trafienia na podstawie sygnałoacutew generowanych przez głowicę samonaprowadzającą

(GSN) Blok steroacutew z napędem elektrycznym stanowi alternatywę dla bloku steroacutew

z gazowym napędem steroacutew

Celem rozprawy jest opracowanie hybrydowego serwomechanizmu ze sterowaniem

aerodynamicznym i gazodynamicznym

Elementy składowe serwomechanizmu hybrydowego

1) układ elektryczny ze sterowaniem aerodynamicznym składający się z

- obudowy

- reduktora z elektrycznym silnikiem bezszczotkowym

- elektronicznego konwertera siłowego

- osi napędzającej dwa stery aerodynamiczne

- rozdzielacza i łożysk

2) układ sterowania gazodynamicznego pracujący w pierwszej sekundzie lotu pocisku

składający się z

- silnika prochowego generującego gazy

- zapłonnika

- filtra cząstek stałych

- przewodoacutew gazowych

Tradycyjne serwomechanizmy danej klasy rakiet sterowanych były wykonywane jako

siłowniki pneumatyczne Sterowanie kątowym położeniem steroacutew było realizowane w sposoacuteb

przekaźnikowy - za pomocą modulacji szerokości odstępoacutew czasowych położenia steroacutew

w obu skrajnych pozycjach względem położenia zerowego Taka metoda regulowania

tworzyła dodatkowy opoacuter strumienia powietrza a przekaźnikowe przełączanie wnosiło

składową błędu do układoacutew głowicy samonaprowadzającej

Jedną z metod realizacji sterowania serwomechanizmem wirujących rakiet małogabary-

towych jest elektryczne sterowanie wykorzystujące bezszczotkowy silnik elektryczny prądu

stałego z zastosowaniem rezonansowego sposobu sterowania Zapewniając elektromechanicz-

ny rezonans na częstotliwości obrotu rakiety można znacznie obniżyć wartość mocy potrzeb-

nej serwomechanizmowi jak roacutewnież wartość prądu zasilania i przesunięcia fazowego

Sterowanie silnikiem elektrycznym jest realizowane za pomocą siłowych układoacutew

elektrycznych z zastosowaniem sterowania mikroprocesorowego Jego możliwości pozwalają

realizować sterowanie proporcjonalne wyjściowych wspoacutełrzędnych serwomechanizmu

w szerokim zakresie z dużą prędkością kątową i wysoką dokładnością działania

64

W poroacutewnaniu z pneumatycznymi serwomechanizm elektryczny realizuje proporcjo-

nalne kątowe pozycjonowanie z liniową charakterystyką regulacyjną a brak drgań własnych

podnosi efektywność energetyczną całego systemu sterowania pocisku przez co wydłuża się

zasięg lotu i dokładność naprowadzania

Wykorzystanie sterowania mikroprocesorowego pozwala na elastyczną adaptację

serwomechanizmu w systemie sterowania oraz umożliwia zmianę filtroacutew korygujących i cha-

rakterystyk częstotliwościowych W celu podwyższenia niezawodności działania i warunkoacutew

bezpieczeństwa podczas startu mikroserwomechanizm ma wbudowane urządzenia kontroli

przedstartowej wspoacutełdziałające z systemem sterowania i elementami automatyki rakiety

Etapy projektowania bloku sterowania z elektrycznym napędem steroacutew

Etap 1 Określenie wymagań technicznych mikroserwomechanizmu koncepcja mikro-

serwomechanizmu wykonanie analiz rozwiązań konstrukcyjnych i schematoacutew

technicznych

Etap 2 Określenie charakterystyk aerodynamicznych pocisku na podstawie wynikoacutew

badań w tunelu aerodynamicznym wyboacuter schematu strukturalnego systemu

sterowania wykonanie modelowania matematycznego lotu modelu określenie

wymagań odnośnie dokładności działania i charakterystyk dynamicznych serwo-

mechanizmu sprecyzowanie wartości momentoacutew zawiasowych i sił działających

na stery wykonanie projektu konstrukcyjnego serwomechanizmu i stanowiska

kontrolnego

Etap 3 Wykonanie modeli doświadczalnych potwierdzenie charakterystyk technicznych

serwomechanizmu na podstawie badań na stanowisku kontrolnym w procesie

autonomicznego działania

Etap 4 Wykonanie modeli doświadczalnych wykorzystanie modeli do badań poligono-

wych w zestawie rakiety skorygowanie dokumentacji konstrukcyjnej na podstawie

wynikoacutew badań

Tabela 41

Poroacutewnanie parametroacutew i funkcji pneumatycznego i elektrycznego bloku steroacutew

Lp Parametr funkcja Blok steroacutew

pneumatycznych

Blok z napędem

elektrycznym

Uwagi

1 Napięcie źroacutedła zasilania +20-20 V 22-30 V

2 Gazodynamiczne sterowanie

rakietą w początkowej fazie lotu

07 s

min 1 s

3 Maksymalny kąt odchylenia steru plusmn 15deg plusmn 2 0 deg

4 Czas pracy baterii pokładowej

- w temp +50degC

- w temp -35degC

gt11 s

gt14 s

min 60 s

5 Sposoacuteb pracy siłownika

napędzającego stery

przekaźnikowe

wychylenie steroacutew

proporcjonalne


6 Składane stery i destabilizatory

(chowane obrysie korpusu bloku)

jest

bd

Realne

technicznie

7 Uzbrojenie bloku bloku

bojowego po rozłożeniu steroacutew

jest bd Realne

technicznie

65

Tabela 42

Zestawienie zespołoacutew wspoacutelnych blokoacutew steroacutew pneumatycznego i elektrycznego

Lp

Nazwa zespołu

Oznaczenie

w bloku steroacutew

G1120000

Oznaczenie

w bloku z

napędem

elektrycznym

Uwagi

1

Prochowy Silnik Sterują-

cy (PSS) zawierający

- komorę

- ładunek prochowy

- zapłonnik

- przewody rurkowe

G1127000 -

2

Rozdzielacz gazu PSS - - W bloku G1120000 stanowi

podzespoacuteł siłownika

G1122000

3 Destabilizator G1120070 -

4 Tachometr G1124000 -

5 Wzmacniacz G1125000 -

6

Gniazdo G1126000 - Do elektrycznego połączenia

rakiety z wyrzutnią

7

Łączoacutewka G1120060 - Do elektrycznego połączenia

bloku steroacutew z GSN

Tabela 43

Zestawienie nowych zespołoacutew występujących w elektrycznym bloku steroacutew

Lp Nazwa zespołu Uwagi

1

Bateria Zapewniająca zasilanie zespołoacutew bloku steroacutew i

GSN od chwili startu rakiety do momentu

trafienia w cel

2

Elektryczny zespoacuteł sterowania

aerodynamicznego zawierający

- bezkolektorowy silnik elektryczny prądu

stałego z reduktorem

- oś z dwoma sterami

- elektroniczny poacutełprzewodnikowy

konwerter siłowy ze sterowaniem

procesorowym

- rozdzielacz gazu z łożyskami

Zapewniający podawanie gazoacutew prochowych

do dysz PSS zgodnie z programem sterowania

na początkowym odcinku toru lotu rakiety

42 Opracowanie wymagań dla bloku sterowania z gazodynamicznym sterowaniem

Zestaw bdquoGROMrdquo jako przenośny przeciwlotniczy zestaw rakietowy jest przeznaczony

do zwalczania nisko lecących statkoacutew powietrznych samolotoacutew i śmigłowcoacutew Pocisk

rakietowy jest wystrzeliwany z jednorazowej wyrzutni rurowej umieszczanej na ramieniu

strzelca Dlatego najważniejszym wymogiem jest mała masa i wymiary pocisku Z drugiej

strony w celu zminimalizowania wpływu startującego z wyrzutni pocisku na strzelca należy

66

zapewnić niewielką prędkość startową co wymaga z kolei zastosowania w pocisku układu

steroacutew ze sterowaniem gazodynamicznym (GDS) Ponieważ skuteczność aerodynamicznych

powierzchni sterowych w początkowej fazie lotu pocisku jest niewystarczająca ze względu na

małą prędkość niezbędne jest sterowanie za pomocą efektywnego układu GDS

W pracy zdecydowano się na opracowanie sterowania hybrydowego składającego się

z układu gazodynamicznego sterowania w początkowej fazie lotu (do ok 1 sekundy od startu)

oraz układu sterowania aerodynamicznego z elektrycznym napędem steroacutew działającego

w dalszej fazie lotu pocisku do celu

Układ sterowania aerodynamicznego z napędem elektrycznym został zaprojektowany

z wykorzystaniem szybkiego bezszczotkowego silnika prądu stałego i siłowej techniki

poacutełprzewodnikowej ze sterowaniem mikroprocesorowym Jego możliwości pozwalają na

proporcjonalną kontrolę wspoacutełrzędnych wyjściowych elektrycznego bloku sterowania

w szerokim zakresie z dużą szybkością i wysoką dokładnością W poroacutewnaniu z blokiem

gazodynamicznym liniowość regulacji bez wprowadzania dodatkowych drgań poprawia

efektywność energetyczną całego systemu naprowadzania łącznie z głowicą samona-

prowadzającą

Analiza istniejących wersji rozwiązań technicznych blokoacutew ze sterowaniem gazodyna-

micznym (GDS) i wyboacuter wersji dla pocisku GROM

Analiza materiałoacutew uzyskanych w wyniku wyszukiwania informacji patentowych

wskazuje że opracowanie urządzeń z hybrydowym blokiem sterowania dla kierowanych

aparatoacutew latających (AL) stanowi aktualne i złożone wyzwanie naukowo-techniczne ktoacutere

wymaga rozwiązania problemoacutew mechaniki ośrodkoacutew ciągłych (aerodynamiki teoretycznej

i eksperymentalnej dynamiki gazu) mechaniki teoretycznej automatyki oraz inżynierii

materiałowej

Wiodącymi firmami w dziedzinie systemoacutew sterowania aero- i gazodynamicznego

(hybrydowego) są Thiokol Corporation (USA) LTV (USA) General Dynamics (USA)

Matra (Francja) Propulsion (Francja) Laboratorium badawcze w Sommersfield (Wielka

Brytania) British Aerospace public Limited comp (Wielka Brytania) British Aerocraft

(Wielka Brytania) Państwowe Biuro Inżynierii Mechanicznej bdquoWympiełrdquo (Rosja)

Państwowe Biuro Inżynierii Mechanicznej bdquoFakiełrdquo (Rosja) Państwowy Naukowo-Badawczy

Instytut Systemoacutew Lotnictwa (Rosja)

Urządzenia aero- i gazodynamicznego sterowania (AGDS) są coraz częściej wykorzy-

stywane w AL W pocisku rakietowym R-73 (Rosja) jest stosowany aero- i gazodynamiczny

system sterowania w pocisku rakietowym Mica (Francja) wykorzystany jest AGDS z dwoma

sterami w pocisku ASRAAM (Niemcy Anglia) w uzupełnieniu do aerodynamicznych steroacutew

pracuje się nad możliwością zastosowania urządzenia gazodynamicznego sterowania

Głoacutewne tendencje w zakresie poprawy charakterystyki AGDS to

1) zwiększenie wydajności tworzenia sił i momentoacutew kontroli przez roacutewnoczesne działanie

aerodynamicznych i gazodynamicznych urządzeń wykonawczych (zastosowanie aero-

i gazodynamicznego sterowania)

2) zmniejszenie strat siły ciągu silnika z powodu AGDS poprzez racjonalny wyboacuter rodzaju

i właściwości urządzeń wykonawczych

67

3) zmniejszenie zapotrzebowania na moc bloku sterowania powodującego korzystniejszy

doboacuter urządzeń wykonawczych

4) zmniejszenie masy i wymiaroacutew AGDS wskutek zastosowania aerodynamicznych

i gazodynamicznych urządzeń sterujących

5) uproszczenie konstrukcji i zwiększenie niezawodności urządzeń AGDS

Wymagania techniczne stawiane AGDS określono na podstawie badań roacuteżnych

urządzeń w wyrobach o podobnym przeznaczeniu wiodących firm krajowych

i zagranicznych ze szczegoacutelnym uwzględnieniem zastosowania w wysokomanewrowych AL

Głoacutewne parametry techniczne przyjęte dla nowoczesnych urządzeń AGDS są następujące

1) maksymalna wartość bocznej siły sterującej

2) liczba kanałoacutew sterowania - co najmniej 2

3) czas pracy AGDS nie mniejszy niż czas potrzebny do stabilizacji i sterowania rakiety

4) duża szybkość działania

5) mały moment zawiasowy

6) minimalne straty ciągu silnika sterującego (PSS)

7) minimalna masa i wymiary AGDS

Uzasadnienie wyboru przyjętego kierunku badań

Z wynikoacutew analizy literatury naukowo-technicznej wynika że wytworzenie sterujących

sił gazodynamicznych jest możliwe w następujący sposoacuteb

1) Sterowanie wektorem ciągu silnika sterującego poprzez zmianę kierunku strumienia

gazoacutew wylotowych (bez tworzenia skoku gęstości czyli fali uderzeniowej) Przykłady

realizacji tej metody są następujące

- AGDS z dyszą obrotową

- AGDS z deflektorem

- AGDS ze sterami gazowymi wewnątrz dyszy

2) Sterowanie wektorem ciągu poprzez stworzenie fali uderzeniowej w nadkrytycznej

części dyszy Przykładem tej metody są

- AGDS ze spojlerami

- AGDS z wydmuchem gazu lub cieczy do nadkrytycznej części dyszy

3) Sterowanie strumieniem gazu na powierzchnie AL Na przykład wykorzystując efekt

Coanda lub przez wydmuch gazu w celu stworzenia fali uderzeniowej strumieniem

naddźwiękowym na powierzchni opływu

4) Poprzez zastosowanie połączonych urządzeń hybrydowych (aero- i gazodynamicznych)

Przykładem takich urządzeń są aerodynamiczny ster z zamocowaną na stałe dyszą oraz

wspoacutełdziałanie steroacutew - aerodynamicznego i gazowego

Tabela 44 przedstawia klasyfikację sposoboacutew tworzenia gazodynamicznych sił

sterowania i urządzeń do ich realizacji

68

Tabela 44

Klasyfikacja sposoboacutew tworzenia gazodynamicznych sił sterowania

Kombinowa

ne sposoby

sterowania

Sterowanie

wektorowe ciągiem

silnika z

wykorzystaniem fali

uderzeniowej

Sterowanie wektorowe ciągiem silnika bez fali

uderzeniowej

Wydmuch

gazu na

obudowę

urządzenia

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z dy

szą kąto

wą

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z gazo

dy

nam

icznym

sterem

Sp

ojlery

zewn

ętrzne

Sp

ojlery

wew

nętrzn

e

Sp

ojlery

ku

bełk

ow

e

Wtry

sk g

azu p

łyn

neg

o

Naw

iew g

azu

Ob

roacutet p

on

addźw

ięko

wej części

dy

szy

Ob

roacutet p

od

dźw

ięko

wej części

dy

szy

Dy

sze obro

tow

e

Stery

gazo

we w

ewn

ętrzne

Stery

gazo

we zew

nętrzn

e

Blo

k w

ielod

yszo

wy

Dy

sze z uk

ośn

ym

wylo

tem

Kąto

we d

ysze o

bro

tow

e

Deflek

tory

Ob

roacutet g

łoacutew

neg

o siln

ika

Ob

roacutet siln

ikoacute

w k

orek

cyjn

ych

Wy

dm

uch

gazu

z niezależn

ego

gen

eratora g

azu

Wy

dm

uch

gazu

z silnik

a

Sposoby tworzenia sterujących sił aerodynamicznych są szczegoacutełowo opisane w litera-

turze dotyczącej aerodynamiki i konstrukcji [33] W punkcie tym analizuje się sposoby

tworzenia urządzeń sterowania aero- i gazodynamicznego tj stworzenia sterujących urządzeń

gazodynamicznych i ich połączenia ze znanymi aerodynamicznymi urządzeniami sterującymi

w celu zastosowania w rakietach kierowanych małych rozmiaroacutew

Analiza poroacutewnawcza roacuteżnych wariantoacutew rozwiązań technicznych

Badania przeprowadzone przez Laboratorium Badawcze Sommerfelda wykazują że

następujące typy AGDS są najbardziej perspektywiczne dla wysokomanewrowych AL

1) AGDS z dyszami obrotowymi

2) AGDS z wtryskiem cieczy

3) AGDS z nawiewem gazu

4) AGDS z nasadkami obrotowymi

5) AGDS z deflektorem

6) AGDS z wysuwanymi osłonami

7) AGDS ze spojlerami

Oproacutecz powyższych urządzeń rozważone zostało roacutewnież urządzenie AGDS ze sterami

gazowymi oraz w szczegoacutelności związanymi kinematycznie sterami aerodynamicznymi

i gazowymi (stosowane w pocisku rakietowym bdquoMicardquo (Francja)) jak roacutewnież urządzenia

łączące AGDS ze sterami aerodynamicznymi i stałymi dyszami z suwakowym sterowaniem

Urządzenia AGDS z dyszami obrotowymi mogą tworzyć stosunkowo duże boczne siły

sterujące Wymagają one jednak napędoacutew o dużej mocy Ponadto trudny jest wyboacuter

materiałoacutew do uszczelnień węzła obrotowego Jednym ze sposoboacutew zwiększenia

niezawodności pracy dysz obrotowych jest zastosowanie specjalnej konstrukcji mieszkowych

i elastycznych uszczelek

69

Sterowanie AL w trzech płaszczyznach ze stacjonarnymi dyszami obrotowymi

(z jednym stopniem swobody) może być zrealizowane jedynie przez cztery dysze

Urządzenia AGDS z wtryskiem płynnego gazu do naddźwiękowej części dyszy

z konstrukcyjnego punktu widzenia są względnie proste w poroacutewnaniu z innymi

urządzeniami Głoacutewną rolę w tworzeniu bocznej siły sterującej odgrywa utworzenie ukośnej

fali uderzeniowej Tabela 45 przedstawia jakościową ocenę specyfikacji roacuteżnych wersji

urządzeń AGDS

Tabela 45

Jakościowa ocena specyfikacji roacuteżnych wersji urządzeń AGDS

Wywiew gazu

na obudowę

Wywiew gazu z

silnika

Cechy Zalety Wady

Tworzenie sił

sterujących w dwoacutech

kanałach do 5 od

osi

Prosta konstrukcja Niestałość sił

sterujących

Wywiew gazu z

niezależnego

generatora gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Zwiększenie wagi z

powodu generatora

gazu

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej

Obroacutet silnikoacutew

korekcyjnych

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Skomplikowana

konstrukcja duża

waga

Obroacutet głoacutewnego

silnika

Tworzenie sił


kanałach do 40 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Duża waga

ograniczenie

sterowania

Deflektory

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi

Małe wysiłki

odchylenia

Zanieczyszczenie i

wypalanie duża masa

Kątowe dysze

obrotowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Duży zakres

odchylenia sił

sterujących

Straty w sile ciągu

Dysze ze ściętym

wylotem

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Ograniczona masa

Mała prędkość

działania złożoność

uszczelnień

Blok

wielodyszowy

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Proste i łatwe

sterowanie

Błąd centrowania siły

ciągu

Zewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 15 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

70

Wewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Dysze obrotowe

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej

Obroacutet

poddźwiękowej

części dyszy

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Obroacutet w

ponaddźwiękowej

części dyszy

Tworzenie sił steru-

jących w dwoacutech

kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

z

wykorzystanie

m fali

uderzeniowej

Nawiew gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Skomplikowana

konstrukcja

Wtrysk gazu

płynnego

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Zwiększenie siły

sterującej dzięki

wtryskowi

utleniacza

Skomplikowana

konstrukcja

Spojlery kubłowe

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi

Wysoka wydajność Duże momenty

zawiasowe

Spojlery

wewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Duże siły sterujące

przy niewielkich

powierzchniach

sterujących

Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Spojlery

zewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Kombinowane

metody

sterowania

Ster aerodyna-

miczny połączony

ze sterem gazo-

dynamicznym

Tworzenie sił sterują-

cych w 3 kanałach do

20 od osi

Mniejsza masa

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Ster aerodyna-

miczny połączony

z dyszą kątową



20 od osi

Mniejsza masa Straty w sile ciągu

Ster

aerodynamiczny

połączony z

gazowym

urządzeniem

rozdzielającym

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

mniejsza masa

Skomplikowana

konstrukcja

71

Przy przechodzeniu strumienia głoacutewnego przez skok gęstości zwiększa się ciśnienie

statyczne w strumieniu i ciśnienie na części powierzchni dyszy W rezultacie powstaje siła

boczna AGDS z wtryskiem płynnego gazu są szeroko wykorzystywane w pociskach

rakietowych bdquoTitan-ZSrdquo bdquoMinuteman-2rdquo bdquoPolaris A-3rdquo bdquoSprintrdquo (USA) i MBM-1 (Francja)

Są one niezawodne i szybkie w działaniu Urządzenia takie wymagają pojemnika dla

wstrzykiwanego gazu co prowadzi do zwiększenia masy i wymiaroacutew konstrukcji

Urządzenia AGDS z nawiewem gazu do nadkrytycznej części dyszy charakteryzują się

dużą prędkością działania wymagają niewielkich działań w zakresie sterowania mają małą

masę Zasada ich pracy jest taka sama jak w AGDS z wtryskiem płynnego gazu

Strumień wtryskiwanego gazu ktoacutery wychodzi z komory lub kanału głoacutewnego silnika

lub samodzielnego generatora gazu tworzy na wewnętrznej powierzchni dyszy lokalną falę

uderzeniową Wykonanie takich urządzeń jest skomplikowane z powodu trudności

w wykonaniu dobrze funkcjonujących zaworoacutew z płynną zmianą zużycia wtoacuternego gazu

zgodnie z komendami systemu sterowania Problem wykonania takiego zaworu jest związany

wysoką temperaturą gazoacutew prochowych i obecnością w nich skondensowanych twardych

cząsteczek (tlenku glinu Al2O3) powodujących silną erozję dyszy

Urządzenia AGDS z zamocowaną na dyszy pierścieniową nasadką obrotową pozwalają

uzyskać znaczące kąty odchylenia wektora ciągu (do 30) ale mają duże momenty

zawiasowe i duże straty ciągu (do 15)

Urządzenia AGDS z deflektorem mogą być wykonane w kształcie walca lub ściętego

stożka Okrągłe deflektory są instalowane w zawiasie Deflektor w stanie spoczynku nie ma

kontaktu ze strumieniem gazu Przy skręcie pod kątem część deflektora wchodzi w strumień

gazu Na powierzchni styku powstają siły sterujące Deflektory charakteryzują się prostą

konstrukcją brakiem uszczelnień w ruchomych łączach Deflektory stwarzają duże siły

sterujące (do 28) Jednak takie urządzenia wymagają dużej mocy sterującej

Urządzenia AGDS z wysuwanymi osłonami mają prostą konstrukcję i niewielki ciężar

Głoacutewną ich zaletą jest niska utrata ciągu Wysuwane osłony tworzą siły sterujące (do 12)

Urządzenia te mają duże rozmiary z powodu wysuwania osłon

W urządzeniach AGDS ze spojlerami stosuje się cztery osłony (spojlery) ktoacutere przy

przemieszczaniu zakrywają część wylotu dyszy Przy wprowadzaniu spojleroacutew do strumienia

powstaje ukośna fala uderzeniowa w okolicy wylotu dyszy co prowadzi do nieroacutewno-

miernego rozłożenia na ścianach dyszy i pojawienia się bocznego elementu ciągu Spojlery

mogą przesuwać się w płaszczyźnie wylotu dyszy (normalne spojlery) i pod pewnym kątem

do wylotu dyszy (ukośne spojlery) W normalnych spojlerach siły boczne prawie liniowo

zależą od wysokości i wysunięcia Urządzenia gazodynamiczne ze spojlerami charakteryzują

się najmniejszymi z rozpatrywanych momentami zawiasowymi i prostą konstrukcją

Urządzenia AGDS z gazowymi sterami pozwalają uzyskać stosunkowo duże siły

sterowania (do 15 wartości ciągu silnika) i umożliwiają sterowanie w dwoacutech kanałach Ster

gazowy to profilowana płyta grafitowa ktoacutera jest zainstalowana w strumieniu gazu i ma

zdolność do obracania się wokoacuteł własnej osi poprzecznej do osi rakiety Siła sterująca

pojawia się po obrocie steru o wymagany kąt zgodnie z komendą systemu sterowania

Obecność steroacutew gazowych powoduje określone straty ciągu osiowego ( maxxR = 015)

72

najmniejsze przy braku sygnału sterującego ponieważ stery gazowe są stale w strumieniu

gazu

Kombinowana metoda sterowania (hybrydowa) w ktoacuterej stery aerodynamiczne są

połączone z generatorem gazu pozwala na zmniejszenie masy pocisku rakietowego poprzez

zastosowanie jednego silnika sterującego w zestawie AGDS Oproacutecz zmniejszenia masy oraz

wymiaroacutew zaletą AGDS w połączeniu z aerodynamicznym sterem i generatorem gazu (GG)

jest brak utraty ciągu głoacutewnego silnika Jednak potrzeba zastosowania mechanicznego

okablowania sterującego nieco komplikuje konstrukcję AGDS z powodu umieszczenia

wewnątrz rakiety przekładni a także prowadzi do luzoacutew i błędoacutew w kątach odchylenia

urządzeń sterujących AGDS w ktoacuterym aerodynamiczny ster połączony jest z dystrybutorem

gazu GG jest używane w pociskach ZUR 9M39 przenośnych systemoacutew obrony

przeciwlotniczej bdquoIgłardquo (Rosja)

Oproacutecz omoacutewionych wyżej urządzeń obiektem zainteresowania jest także wtryskowy

system bdquoPif-Pafrdquo firmy bdquoAerospatialerdquo (Francja) ktoacutery składa się z dysz generatora gazu

i selektora [43] Wtryskowy system sterowania generuje moc do manewrowania za pomocą

dysz przez ktoacutere wypływają przetworzone produkty z generatora gazu dostarczane do dysz za

pomocą selektora zapewniającego dostawę gazu do dysz dla realizacji danego manewru

Czas reakcji systemu wtryskowego na komendę sterowania wynosi od 10 do 15 ms czyli

tylko 01 czasu reakcji klasycznego systemu sterowania z aerodynamicznymi powierz-

chniami Taki system jest autonomiczny i może działać zaroacutewno w początkowym jak

i końcowym odcinku lotu ale nie zapewnia liniowej charakterystyki sterowania

Wyboacuter wersji generatora gazu (GG) dla rakietowego zestawu GROM

Ze względu na fakt że pocisk rakietowy zestawu bdquoGromrdquo przeznaczony jest do

strzelania z wyrzutni ktoacuterą operator trzyma na ramieniu podstawowym jego warunkiem jest

mała waga i wymiary Na tej podstawie sensownym będzie zastosowanie na pocisku

kombinowanego AGDS przy ktoacuterym moment obrotowy jest przekazywany na aerodyna-

miczne stery i kinematycznie związane z nimi systemy kontroli GG za pośrednictwem

pojedynczego silnika sterującego

Jako prototyp urządzenia został wybrany AGDS pocisku ZUR 9M39 w przenośnych

systemach obrony przeciwlotniczej bdquoIgłardquo (Rosja)

W pociskach 9M39 funkcjonuje gazowy napęd steroacutew ktoacutery steruje aerodynamicznymi

sterami i wspoacutełdziałający z nim prochowy generator gazu GG W celu zasilenia gazowego

napędu steroacutew i jednostki GG wykorzystywane są niezależne źroacutedła gazu (generator gazu

(PSS) i prochowy akumulator ciśnienia - PAC) Takie rozwiązanie zwiększa masę systemu

AGDS

Koncepcja konstrukcji hybrydowego napędu steroacutew dla pocisku GROM

W skład zaproponowanej innowacyjnej konstrukcji AGDS pocisku rakietowego

zestawu bdquoGromrdquo wchodzą następujące urządzenia

1) napęd elektryczny steroacutew aerodynamicznych PE-MP-1 w tym korpus reduktor

z silnikiem elektrycznym przetwornik oś z dwoma sterami aerodynamicznymi suwaka

i łożysk

73

2) napęd GG odpowiada napędowi z zestawu 9M313 składa się z silniczka prochowego

PSS zapalnika filtra i przewodoacutew rurowych

AGDS pocisku zestawu bdquoGromrdquo spełnia następujące wymagania techniczne

1) rozwijany ciąg GG w zakresie od 10 N do 14 N

2) czas pracy GG ndash rzędu 1 sek

3) maksymalny moment zawiasowy wspomagania działający na parę aerodynamicznych

steroacutew co najmniej 07 Nm maksymalny przeciwstawny moment co najmniej 07 Nm

4) maksymalny kąt obrotu steroacutew aerodynamicznych jest ograniczony punktami oporu

i wynosi plusmn 15 stopni

Tak więc zmodernizowany pocisk rakietowy zestawu GROM ma być sterowany

z wykorzystaniem napędu elektrycznego dla ktoacuterego źroacutedłem energii jak i dla pozostałych

pokładowych urządzeń (zasilanie GSN) jest jedna bateria termiczna Pozwala to na znaczące

zmniejszenie ciężaru i rozmiaroacutew elementoacutew konstrukcji systemu AGDS w poroacutewnaniu

z podobnym systemem pociskoacutew 9M39

43 Założenia taktyczno-techniczne do opracowania bloku steroacutew z napędem

hybrydowym połączonego z aerodynamicznym i gazodynamicznym sterowaniem

dla zestawu GROM

431 Wymagania taktyczno-techniczne

Model bloku napędowego powinien zawierać

a elektryczny napęd steroacutew EN-MP-1

b blok sterowania napędem BS-MP-1

c blok zasilania BZP-MP-1

d czujnik prędkości kątowych CPK-MP- 1

e silnik prochowy sterujący PSS-MP-1

Oznaczenia powyższe pochodzą z niejawnej dokumentacji konstrukcyjnej pocisku

GROM ndash własność MESKO SA

Wymagania techniczne dotyczące modułu napędowego

a Miniaturowy napęd jest przeznaczony do obracania sterami urządzenia zgodnie

z sygnałami analogowymi generowanymi przez system kontroli urządzenia

b Zakres zmiany sygnału sterującego od - 105 do 105 V

c Impedancja wyjściowa źroacutedła sygnału sterowania maks 150 Ω Impedancja wejściowa

miniaturowego napędu nie mniejsza niż 10 kΩ

d Maksymalny kąt obrotu steroacutew aerodynamicznych powinien być ograniczony punktami

oporu w zakresie od -15deg do + 15deg Błąd odliczenia nie większy niż 30rsquo

e Spadek przekształcenia miniaturowego napędu w zakresie (150 plusmn 015)ordmV

f Przesunięcie pozycji zerowej napędu pod wpływem sygnału sterującego roacutewnego (000

plusmn 001)0 - le 05

0

g Miniaturowy napęd przy sygnale sterującym roacutewnym 100 i zewnętrznym momencie

obciążenia w zakresie od - 05 Nm (moment przeciwdziałania) do +05 Nm (moment

wspomagający) musi zapewniać następujące częstotliwości

74

Częstotliwości Hz 10 15 20

Maksymalne opoacuteźnienia fazy (o) 10 20 45

Wzrost amplitudy charakterystyk amplitudowo-częstotliwościowych nie powinien

przekraczać 3 dB

h Maksymalny moment przeciwdziałania obciążenia na wale wyjściowym miniaturowego

napędu wynosi 07 Nm Maksymalny moment wspomagania obciążenia na wyjściowej

osi miniaturowego napędu wynosi 04 Nm

i Maksymalna prędkość osi nieobciążonego miniaturowego napędu przy napięciu zasilania

roacutewnym 24 V powinna odpowiadać 20000s

j Błąd statyczny napędu przy obciążeniu 05 Nm momentu obrotowego nie powinien

przekraczać 150

k W zakresie obrotu aerodynamicznych steroacutew od -80 do +8

0 przedział napędu GDU musi

zapewnić moment sterujący proporcjonalny do kąta obrotu aerodynamicznych steroacutew

z dopuszczalnym błędem plusmn 10

l Napęd elektryczny steroacutew aerodynamicznych powinien zapewniać co najmniej 30

sekundowy czas pracy

m Zasilanie napędu powinna zapewniać bateria termiczna o parametrach wymaganych

spełnienia powyższych warunkoacutew Bateria termiczna zapewnia min 10-letni okres

przechowywania w magazynie i 3-letni okres w warunkach eksploatacji bojowej

n Przed rozłożeniem steroacutew sygnał sterujący przekazywany do napędu powinien wynosić

0 plusmn 001 V

Wymagania dotyczące wytrzymałości i odporności na wstrząsy zewnętrzne

Miniaturowy napęd musi być trwały i odporny na działanie mechaniczne i czynniki

środowiskowe zgodnie z GOST 2039 304-76 wykonanie dla umiarkowanie-zimnego

klimatu z następującymi szczegoacutełami

a podwyższona temperatura otoczenia

- robocza + 500

- maksymalna + 650

b obniżona temperatura otoczenia

- robocza - 400

- maksymalna - 500

Wymagania dotyczące niezawodności

Niezawodność miniaturowego napędu określa się w następujący sposoacuteb

a Prawdopodobieństwo bezawaryjnej pracy przez 30 sekund od chwili uruchomienia

baterii - min 099

wyznaczony okres pracy - co najmniej 10 lat Wyznaczony okres pracy co najmniej

100 godzin (przy włączeniach po 30 sek z następującym ochłodzeniem do

temperatury otoczenia i częstotliwością sygnału sterującego do 10 Hz)

b Potwierdzenie wskaźnikoacutew wiarygodności

wskaźniki wiarygodności oparte są na obliczeniach statystycznych

75

Wymagania dotyczące działania łatwości obsługi technicznej naprawy

i przechowywania

a Podczas całego okresu przechowywania i stosowania w zestawie napęd elektryczny

(bateria silnik bezszczotkowy połączenia elektryczne) nie powinien wymagać

okresowych kontroli i prac konserwacyjnych

b Naprawy powinny być możliwe do wykonania w warunkach składnicy wojskowej

c Gwarantowany okres pracy co najmniej 8 lat Gwarantowany okres pracy w zestawie

co najmniej 10 godzin (przy włączeniach po 30 sek z następującym ochłodzeniem do


Wymagania dotyczące transportu

Miniaturowy napęd elektryczny w standardowym opakowaniu i w zestawie bdquoGROMrdquo

powinien być przystosowany do transportu kolejowego wodnego i lotniczego bez

ograniczenia odległości transportu i szybkości ilości załadunkoacutew i rozładunkoacutew startoacutew

i lądowań transportu drogowego w standardowym opakowaniu - na odległość do 1000 km

Wymagania dotyczące bezpieczeństwa

Dokumentacja projektowa i instrukcje procesowe powinny zawierać środki zapewnienia

bezpieczeństwa w produkcji testowaniu i eksploatacji miniaturowego napędu zgodnie

z zasadami wykonywania prac z przedmiotami zawierającymi materiały wybuchowe

Wymagania dotyczące standaryzacji i unifikacji

a Wymagania w zakresie standaryzacji i unifikacji - zgodnie z obowiązującymi normami

wojskowymi oraz STANAG

b Nie są określone ilościowe wymagania odnośnie stopnia standaryzacji i unifikacji

Wymagania dotyczące technologii

a Konstrukcja miniaturowego napędu powinna zapewniać zdolność produkcyjną i łatwy

montaż wymienność zespołoacutew części i elementoacutew zgodnie z obowiązującymi normami

obronnych oraz STANAG

b Pracochłonność produkcji powinna być ograniczona do minimum

c Dokumentacja technologiczna powinna spełniać wymogi zestawu norm obronnych

Wymagania projektowe

a W zakresie wymagań projektowych i technologicznych miniaturowy silnik

elektryczny napędu steroacutew musi spełniać wymagania dokumentoacutew normatywnych

b Wymiary ogoacutelne i montażowe powinny być zgodne z dokumentacją konstrukcyjną

zestawu bdquoGROMrdquo

c Miniaturowy napęd elektryczny powinien być wymienny w zakresie wymiaroacutew

montażowych

Miniaturowy napęd elektryczny posiada metalizację zgodnie z obowiązującymi

normami obronnymi oraz STANAG

d Elementy powłok środki eksploatacyjne i uszczelniające stosowane w miniatu-

rowym napędzie elektrycznym muszą być odporne na działanie mikroorganizmoacutew

76

owadoacutew i gryzoni podczas przechowywania w magazynach w opakowaniu i eksplo-

atacji oraz w zestawie znajdującym się w kontenerze transportowym

e Opoacuter obwodoacutew elektrycznych i wytrzymałość izolacji powinny być zgodne

z obowiązującymi normami obronnymi oraz STANAG

5 MΩ w normalnych warunkach klimatycznych (przy temperaturze otoczenia od 288

K do 308 K wilgotności względnej od 45 do 80 i ciśnieniu atmosferycznym od

840 hPa do 1067 hPa)

1 MΩ w podwyższonej temperaturze otoczenia 338 K

100 kΩ przy dużej wilgotności 98 (przy temperaturze 308 K)

Izolacja obwodoacutew elektrycznych miniaturowego napędu musi wytrzymać bez awarii

w stanie spoczynku i w normalnych warunkach klimatycznych wpływ rzeczywistego napięcia

o wartości co najmniej 100 V podczas testoacutew w dużej wilgotności nie mniej niż 60 V

432 Wymagania dotyczące sposoboacutew zabezpieczenia

Wymagania metrologiczne

a Dokumentacja projektowa i technologiczna w trakcie opracowania musi być poddane

badaniom metrologicznym w przedsiębiorstwie produkcyjnym

b Metrologiczne zabezpieczenie produkcji testowania i eksploatacji miniaturowego

napędu powinno spełniać wymagania norm obronnych oraz STANAG

433 Wymagania dotyczące surowcoacutew materiałoacutew i akcesorioacutew

a Materiały i powłoki stosowane przy opracowaniu miniaturowego napędu z gazo-

dynamicznym sterowaniem muszą spełniać wymagania norm obronnych i STANAG

Zgoda na wykorzystanie materiałoacutew deficytowych powinna być uzyskana w ustalonym

trybie

b Elementy zakupione produkty w tym roacutewnież standardowe a także surowce materiały

i poacutełprodukty wykorzystywane do produkcji miniaturowych napędoacutew muszą spełniać

wymagania warunkoacutew technicznych norm obronnych i STANAG

434 Wymagania dotyczące konserwacji opakowania i oznakowania

a Opakowanie miniaturowego napędu i modelu proacutebnego powinno zapewnić ich

bezpieczeństwo podczas transportu zgodnie z normami państwowymi i branżowymi

(warunki transportu kolejowego) i przechowywania w warunkach magazynowych

b Opakowanie i oznakowanie miniaturowego napędu muszą być zgodne z normami

obronnymi i STANAG

435 Wymagania specjalne

Na etapie dokumentacji projektowej należy opracować roacutewnież dokumentację

stanowiska kontroli parametroacutew napędu elektrycznego

77

5 Model matematyczny i metody kontroli parametroacutew bloku sterowania

z napędem elektrycznym

51 Wprowadzenie

Zautomatyzowane bloki sterowania z napędem elektrycznym są głoacutewnym środkiem

napędowym większości maszyn roboczych i agregatoacutew technologicznych w przemyśle

maszynowym hutnictwie transporcie i innych gałęziach przemysłu Głoacutewną tendencją

w rozwoju elektrycznych blokoacutew sterowania jest znaczna komplikacja wykonywanych przez

nich funkcji a także komplikacja zasad dotyczących ruchu maszyn roboczych przy

jednoczesnym zwiększeniu wymagań w zakresie dokładności wykonywanych operacji

Prowadzi to nieuchronnie do jeszcze większego skomplikowania funkcjonalnych

i technicznych cech elementoacutew sterujących napędem i naturalnie wymaga wykorzystania

w nim narzędzi komputerowych co stymuluje rozwoacutej mikroprocesorowych sterownikoacutew

i metod projektowania wspomaganego komputerowo Do głoacutewnych powodoacutew wykorzystania

urządzeń i systemoacutew cyfrowych w siłownikach o napędzie elektrycznym należy zaliczyć

następujące zalety cyfrowych metod przedstawienia informacji

wysoka odporność na zakłoacutecenia w warunkach silnych poacutel elektromagnetycznych

prosta kontrola transmisji zapisu i przechowywania danych

możliwość dostosowania i rozbudowy systemoacutew cyfrowych bez konieczności

wprowadzania większych zmian do oryginalnego sprzętu poprzez przeprogramowanie

Wykonanie dokładnych i szybkich systemoacutew siłownikoacutew z napędem elektrycznym

jako podstawowego elementu automatyzacji procesoacutew i systemoacutew sterowania

zapewniających wysoką skuteczność produkcji jest aktualnym naukowo-technologicznym

wyzwaniem Rozwoacutej techniki mikroprocesorowej doprowadził do stworzenia napędoacutew

elektrycznych z bezpośrednim sterowaniem cyfrowym ktoacuterych udział w ogoacutelnej liczbie

napędoacutew sterowanych stale rośnie Zalety tych systemoacutew przyczyniły się do ich szerokiego

zastosowania w roacuteżnych cyfrowych układach sterujących

Poniżej przedstawiono podstawowe parametry bloku sterowania wymagane do

automatycznej ich kontroli oraz opracowano model matematyczny bloku sterowania

z napędem elektrycznym do oceny konwergencji parametroacutew w produkcji seryjnej

52 Parametry bloku sterowania

Jedną z głoacutewnych cech jak powinien posiadać napęd bloku sterowania jest określona

dokładna powtarzalność danych wejściowych Zadane działanie wejściowe i precyzja jego

powtoacuterzenia określają żądaną zasadę ruchu osi napędu układu sterowania Do najbardziej

charakterystycznych tryboacutew pracy na podstawie ktoacuterych dokonuje się oceny i analizy

poroacutewnawczej właściwości napędoacutew sterowania są

tryb statyczny

graniczny tryb dynamiczny

procesy przejściowe występujące jako reakcja napędu na wymuszenia skokowe

Statyczny tryb napędu ocenia się za pomocą danych obciążeniowych Pod danymi

obciążeniowymi należy rozumieć zależność szybkości urządzeń kontrolnych w procesie

przejściowym od chwili przyłożenia obciążenia Pokazują one jak zmieniają się wymagane

78

momenty obrotowe i prędkość kątowa osi napędzanej przy zadanym pełnym obciążeniu osi

momentem maksymalnym

Dane obciążeniowe określają maksymalny moment obrotowy osiągany przez napęd

oraz maksymalną prędkość obrotową nieobciążonej osi wyjściowej Charakterystyka siłowa

elektrycznego bloku sterowania wskazuje że jego moment obrotowy na osi steru ma

tendencję do nasycenia Nasycenie charakterystyki jest określane granicznym trybem

dynamicznym

Sumaryczne oddziaływanie momentoacutew zawiasowego siły bezwładności i sił tarcia na

oś napędową steroacutew (warstwy smaru) jest opisane za pomocą funkcji przenoszenia

obciążenia Funkcja przenoszenia jest badana za pomocą charakterystyk amplitudowo-

fazowych elektrycznego bloku sterowania

Charakterystyka amplitudowa określa zależność amplitudy drgań steru od częstotli-

wości sygnałoacutew sterowania Charakterystyka fazowo-częstotliwościowa określa zależność

opoacuteźnienia fazowego osi wyjściowej bloku sterowania od częstotliwości sygnałoacutew

sterowania

Charakterystyki amplitudowe i fazowo-częstotliwościowe prezentują zmianę amplitudy

momentu osiąganego przez blok sterowania w funkcji częstotliwości Na podstawie tych

charakterystyk można stwierdzić że dla zakresu niskich częstotliwości elektryczny blok

sterowania pracuje przede wszystkim na całkowite obciążenie W zakresie częstotliwości

powyżej częstotliwości odcięcia blok sterowania pracuje na obciążeniu bezwładnościowym

(inercyjnym)

Procesy przejściowe pokazują najbardziej poglądowy obraz charakteru zmian para-

metroacutew bloku sterowania w ruchu

Z analizy procesoacutew przejściowych wynika że w procesie rozpędzania spadek napięcia

na silniku gwałtownie wzrasta tworząc moment napędowy niezbędny do pokonania

bezwładności steru Obciążenie zawiasowe na sterze jest w tym czasie niewielkie poacuteźniej

prędkość obrotowa steru osiąga wartość bliską maksymalnej dostępnej prędkości bloku

sterowania Kąt obrotu steru zwiększa się zgodnie z krzywą zbliżoną do ekspotencjalnej

z nałożonymi na nią drganiami

W procesie wzrostu prędkości obrotowej prąd w silniku generuje moment napędowy

mający na celu pokonanie momentu bezwładności steru Po rozpędzeniu moment zmienia

swoacutej znak na ujemny i blok sterowania pracuje w trybie hamowania pokonując ujemny

moment zawiasowy

W oparciu o powyższe tryby pracy elektrycznego bloku sterowania można określić

następujące parametry

maksymalny moment zawiasowy

maksymalną prędkość obrotową

roboczy zakres kątoacutew wychylenia steroacutew

zakres odtwarzanych częstotliwości

fazowe opoacuteźnienie osi wyjściowej

Sprawdzanie parametroacutew wyjściowych bloku sterowania wymaga użycia specjalistycz-

nego sprzętu kontroli parametroacutew stanu technicznego urządzenia

79


sterowania

Wraz z coraz większą złożonością blokoacutew sterowania użytkownicy przykładają więcej

uwagi na kwestie projektowania zautomatyzowanych środkoacutew kontroli ich jakości Wynika to

przede wszystkim z dążenia do zachowania wyjściowych wskaźnikoacutew jakości podczas całego

okresu eksploatacyjnego Ponadto poszukuje się rozwiązań ktoacutere przy zachowaniu innych

istotnych warunkoacutew zapewnią wysoki poziom wiarygodności kontrolowanych parametroacutew

Na istotę problemoacutew kontroli składają się trzy kwestie

co kontrolować

jak kontrolować

kiedy kontrolować

Kontrola wymaganych parametroacutew wiąże się bezpośrednio z szeregiem problemoacutew i dlatego

w procesie obsługi technicznej pożądane jest kontrolowanie nie wskaźnikoacutew a dokładniej je

opisujących parametroacutew

Metody oceny wpływu kontrolowanych parametroacutew na wskaźniki jakości można

podzielić na następujące grupy

metoda modelowania naturalnego (fizycznego)

metoda modelowania za pomocą pętli symulacji

metoda modelowania cyfrowego

analityczna metoda analizy

Zastosowanie w zaawansowanych technicznie systemach pokładowych elektrycznych

blokoacutew sterowania wymaga badań stanu technicznego na roacuteżnych etapach cyklu życia

obejmując szeroki zakres kontroli parametroacutew znaczących dla stanu technicznego urządzenia

Stały i ciągły rozwoacutej i doskonalenie wykonawczych urządzeń pokładowych ma znaczący

wpływ na kształt i właściwości środkoacutew kontrolnych Cechy charakterystyczne obecnego

etapu rozwoju urządzeń pokładowych to szerokie wykorzystanie mikroprocesoroacutew i cyfro-

wych metod kontroli stosowanie systemoacutew możliwych do rekonfiguracji i adaptacji

opracowanie roacuteżnych algorytmoacutew przetwarzania danych cyfrowych Bardzo często powstaje

przy tym potrzeba powiązania systemoacutew cyfrowych i analogowych w systemy hybrydowe

Opracowanie systemoacutew sterowania dla wysokomanewrowego pocisku rakietowego

wymaga rozwiązania szeregu zadań

Pierwsze zadanie polega na jak najbardziej szczegoacutełowym i dokładnym poznaniu

urządzeń do kontroli badanych obiektoacutew Celem jest wyjaśnienie głoacutewnych cech urządzeń

kontroli i cech charakterystycznych procesoacutew zachodzących w nich podczas kontroli

Drugim zadaniem jest ustalenie liczby kontrolowanych parametroacutew i zakresoacutew ich

zmienności Parametry mogą być zaroacutewno wybrane przez projektanta systemu jak i jego

użytkownika

Trzecie zadanie związane jest z rzeczywistym istnieniem lub możliwością stworzenia

środkoacutew technicznych zapewniających kontrolę parametroacutew

Na podstawie powyższego można sformułować kluczowe zadania dotyczące procesu

sterowania urządzeniami pokładowymi pociskoacutew rakietowych

80

zaprojektowanie zbudowanie i zbadanie modeli bloku sterowania jako przedmiotu

kontroli

zaprojektowania zbudowanie i zbadanie modeli urządzeń kontroli elektrycznego bloku

sterowania

opracowanie i zbadanie programoacutew kontroli

Budowa i badania modeli elektrycznego bloku sterowania obejmują określenie zadań

kontroli możliwych kryterioacutew jakości dla realizacji tych zadań i możliwych wskaźnikoacutew

jakości obiektu

Budowa i badania modeli systemoacutew kontroli obejmują określenie zależności

charakterystyk parametroacutew obiektu oraz znalezienie warunkoacutew ktoacutere umożliwią określenie

wartości parametroacutew na podstawie charakterystyk

Badanie programoacutew kontroli jest niezbędne do określenia wpływu możliwych działań

na oprogramowanie opracowania kryterioacutew oceny programoacutew połączenia programoacutew

z błędami i kryteriami optymalności systemoacutew kontroli

Tak więc zadaniem kontroli stanu technicznego bloku steroacutew jest wyboacuter konkretnych

działań ktoacutere pozwolą odpowiedzieć na trzy pytania

co i jak badać aby określić właściwości systemu kontroli (analiza)

jak zbudować system kontroli aby spełniał określone kryteria (synteza)

do czego należy dążyć przy tworzeniu systemu kontroli w przyszłości (idealny system)

i obecnie (optymalny system)

Wprowadzenie zautomatyzowanych lub automatycznych środkoacutew kontroli na roacuteżnych

etapach cyklu rozwoju może zapewnić jednolitość metod i urządzeń kontrolnych zwiększyć

obiektywność wynikoacutew kontroli i zapewnić odpowiedni poziom bezawaryjności dzięki

okresowej obsłudze urządzenia

Aby sfinalizować opracowanie bloku sterowania przed testowaniem przeprowadza się

modelowanie z wykorzystaniem wzorca lub rzeczywistego bloku systemu sterowania

W procesie symulacji komputer generuje sygnały czujnikoacutew zgodnie z aktualną pozycją

aparatu latającego (AL) w przestrzeni i przekazuje je na wejścia systemu sterowania sygnały

wyjściowe są tworzone z uwzględnieniem zadanych odchyleń steroacutew Kąty odchylenia

aerodynamicznych powierzchni sterowych pocisku są określane poprzez pomiar napięcia na

potencjometrach sprzężenia zwrotnego bloku sterowania

Wartości danych napięć po przetworzeniu analogowo-cyfrowym są przekazywane do

komputera pokładowego przeliczane na wartości kątowe i wykorzystane do symulacji lotu

AL

W ten sposoacuteb stanowisko modelowania (SM) jest przeznaczone do badania procesoacutew

pracy systemoacutew sterowania bezzałogowych statkoacutew powietrznych opisywanych przez

skomplikowane systemy roacutewnań roacuteżniczkowych Głoacutewną zaletą takich kompleksoacutew jest

możliwość uzyskania parametroacutew procesoacutew w czasie rzeczywistym niezależnie od

złożoności danego układu roacutewnań roacuteżniczkowych ze względu na wysoką prędkość

przetwarzania informacji

Stanowisko modelowania (SM) zapewnia rozwiązanie następujących kwestii

wypracowanie funkcjonowania kanałoacutew systemu sterowania w trybie stabilizacji

81

wypracowanie funkcjonowania systemu sterowania w trybie naprowadzania

Stanowisko modelowania składa się z aparatury i oprogramowania Schemat blokowy

SM jest przedstawiony na rys 51

Stanowisko do przeprowadzenia modelowania obejmuje następujące urządzenia

stanowisko modelowania w tym komputer osobisty karta wielokanałowego

przetwornika analogowo-cyfrowego (PAC) karta wielokanałowego przetwornika

cyfrowo-analogowego (PCA) karta kontrolera wejściawyjścia kanału cyfrowego

(KWeWy) kontroler sygnałoacutew cyfrowych (KSC)

badany system sterowania (autopilot)

przedział sterowania z blokiem napędowym

źroacutedła zasilania (zasilacze) badanego systemu sterowania i bloku napędowego

pulpit zdalnego sterowania SM

Rys 51 Schemat blokowy stanowiska modelowania (SM)

Sterowanie SM jest prowadzone przez operatora poprzez pulpit sterowania ktoacutery

wyświetla punkty kontroli sygnałoacutew analogowych Stanowisko pozwala na maksymalne

wykorzystanie rzeczywistego sprzętu systemu sterowania do wypracowania funkcjonowania

obiektu w roacuteżnych trybach aplikacji

SM daje możliwość modelowania pracy w następujących konfiguracjach

stanowisko ndash blok sterowania

stanowisko ndash system sterowania

stanowisko ndash system sterowania ndash blok sterowania

W pierwszym etapie symulacji badane jest funkcjonowanie stanowiska SM i jego

programu kontroli przy czym czujniki informacji podstawowej głowica samonaprowadza-

jąca system sterowania i siłowniki są symulowane przez modele matematyczne W drugim

etapie badania przeprowadzane są po podłączeniu do stanowiska bloku sterowania W trzecim

etapie badania przeprowadzane są po podłączeniu do stanowiska bloku systemu sterowania

82

W czwartym etapie badania przeprowadzane są po podłączeniu do stanowiska systemu

sterowania i bloku sterowania

Wykorzystanie badanego bloku sterowania jest określane przez zadania rozwiązywane

w SM i stan gotowości reprezentowany przez jej część materialną

Pracę czujnikoacutew informacji podstawowej głowicy samonaprowadzającej symuluje się

odpowiednimi modelami matematycznymi w programie sterowania stanowiącego część

oprogramowania kompleksu Funkcjonowanie czujnikoacutew rzeczywistych bez sprzętu specjal-

nego można sprawdzić tylko funkcjonalnie podczas testowania wartości zerowych sygnałoacutew

wyjściowych z czujnikoacutew i jakościowo podczas testowania zasady zgodności znakoacutew

54 Modelowanie matematyczne elektrycznego bloku sterowania

541 Wyboacuter parametroacutew podstawowych elektrycznego bloku sterowania

Blok steroacutew jest organem wykonawczym systemu sterowania określającym

charakterystyki dynamiczne kierowanego AL Charakterystycznym trybem pracy śledzącego

układu sterowania w systemie kierowania obracającego się obiektu jest wypracowanie

sygnału harmonicznego o wystarczająco dużej amplitudzie ktoacuterego częstotliwość jest roacutewna

częstotliwości obrotoacutew obiektu

120575119911119886119889 = 119860 ∙ sin(120596 ∙ 119905) (51)

gdzie

120575119911119886119889 - wypracowane przez system sterowania zadane odchylenie steru

A - amplituda sygnału wejściowego

120596 - częstotliwość kątowa 120596 = 2 ∙ 120587 ∙ 119899 n - częstotliwość obrotoacutew pocisku

t - czas bieżący

Podczas lotu obiektu po trajektorii amplituda kąta wychylenia steru może się zmieniać

w zakresie -20 do 20deg częstotliwość obrotu pocisku od 5 do 15 obrs Przy harmonicznej

zasadzie sterowania prędkość kątowa steru wynosi

= 119860 ∙ 120596 ∙ cos(120596 ∙ 119905)

Dla 119860 = 20119900 120596 = 2 ∙ 120587 ∙ 15 asymp 100119904minus1 = 2000119900119887119903119904

Uwzględniając powyższe parametry blokowi steroacutew stawiane są wysokie wymagania

dotyczące prędkości kątowej jego osi steroacutew przy czym oddziałują na niego aerodynamiczny

moment zawiasowy i siły bezwładności elementoacutew ruchomych w tym steroacutew Biorąc pod

uwagę pasmo przenoszenia kanału sterowania (kilka Hz) oraz częstotliwość przekładania

steroacutew na skutek obrotu można wnioskować że pasmo przenoszenia bloku steroacutew jest

zależna od częstotliwości obrotoacutew obiektu Modelowanie matematyczne procesu

naprowadzania AL sugeruje że w celu zapewnienia odpowiedniej jakości sterowania

opoacuteźnienie fazy systemu sterowania przez przełożenie steroacutew nie powinno przekraczać 30deg

83

Jeśli weźmiemy pod uwagę że pole informacji sterowania z powodu przechyłu

wyrzutni może być przesunięte o kąt do plusmn 15deg jak roacutewnież może wystąpić fazowe

zniekształcenie sygnału wprowadzane przez filtr na wejściu bloku sterowania to opoacuteźnienie

fazowe wprowadzane przez blok sterowania do pętli sterowania na częstotliwości obrotu

pocisku nie powinno być większe niż 10deg

Prędkość kątowa osi napędowej steroacutew i opoacuteźnienie fazowe napędu z maksymalną

prędkością obrotoacutew są głoacutewnymi parametrami ktoacutere określają jego charakterystyki

dynamiczne Przy określaniu parametroacutew bloku sterowania kryteriami głoacutewnymi są jego

charakterystyki dynamiczne zużycie energii masa i wymiary

Projektowanie bloku steroacutew i wyboacuter jego parametroacutew zależy przede wszystkim od

działających na stery obciążeń aerodynamicznych dopuszczalnej wielkości i wagi bloku

wymagań dotyczących niezawodności i szybkości działania

Generalnie struktura zużycie energii i konstrukcja bloku steroacutew zależy od typu AL

obciążeń działających na wyjściowe osie sterowania oraz szybkości działania systemu

sterowania

Jednym ze sposoboacutew wykonania bloku steroacutew dla wirujących pociskoacutew rakietowych

kroacutetkiego zasięgu jest blok sterowania z napędem elektrycznym z zastosowaniem krokowego

silnika bezszczotkowego prądu stałego z wykorzystaniem rezonansowej metody sterowania

Istota rezonansowej metody sterowania blokiem steroacutew jest następująca Obciążenia

bezwładnościowe działające na silnik wykonawczy bloku steroacutew zależą głoacutewnie od

momentoacutew bezwładności silnika przekładni i steroacutew Wypracowując sygnał harmoniczny

tAzad sin wymagana moc mechaniczna napędu harmР obliczana jest według wzoru

119875ℎ119886119903119898 = 05 ∙ 1198602 ∙ 120596 ∙ |119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| ∙ [minus119879119890119896119908 ∙ 120596 ∙ 119904119894119892119899(119870119911 + 1198690 ∙ 120596

2) + radic1 + 1198791198901198961199082 ∙ 1205962] (52)

gdzie

119870119911 - wspoacutełczynnik momentu zawiasowego

1198690 - moment bezwładności obciążenia

119879119890119896119908 - ekwiwalentna stała czasu bloku steroacutew

sign - funkcja znaku

Jednocześnie moc silnika wykonawczego musi spełniać następującą zależność

119875119908 ge 119875ℎ119886119903119898

gdzie 119875119908 ndash moc silnika wykonawczego

Dla harmonicznego sygnału sterującego obciążenia bezwładności mogą być

kompensowane przez specjalny imitator obciążenia pozwalający zapewnić pracę bloku

sterowania pod warunkiem że całkowite obciążenia bezwładności i zawiasowe są zbliżone do

zera

84

|119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| asymp 0 (53)

gdzie

119870119911 = 119870119911119886 + 119870119904119900

119870119911119886 - wspoacutełczynnik aerodynamicznego momentu zawiasowego steru

119870119904119900 - wspoacutełczynnik momentu symulatora obciążenia

119869119900 - moment bezwładności obciążenia bloku sterowania

Rysunek 52 przedstawia wykresy charakteryzujące zależność wymaganej mocy bloku

sterowania od wartości całkowitego wspoacutełczynnika momentu zawiasowego działającego na

stery przy roacuteżnej częstotliwości obrotu Wykresy pokazują że sztywność mechaniczna

symulatora obciążenia musi być tak dobrana aby zapewnić rezonans mechaniczny przy

średniej częstotliwości obrotoacutew AL oraz by częstotliwość rezonansu mechanicznego była jak

najwyższa Potrzebna moc mechaniczna bloku sterowania pozostaje praktycznie niezmienna

w odniesieniu do częstotliwości rezonansu mechanicznego Graniczną wartość całkowitego

obciążenia zawiasowego ustala się na podstawie wymaganej mocy silnika wykonawczego

Rys 52 Zależność wymaganej mocy napędu od wspoacutełczynnika momentu zawiasowego

Na rys 53 przedstawiono wpływ prędkości obrotowej i wspoacutełczynnika momentu

zawiasowego na natężenie prądu zasilania bloku sterowania Zapewnienie rezonansu

elektromechanicznego na prędkości obrotowej AL pozwala znacznie zmniejszyć zaroacutewno

moc potrzebną do zasilania bloku sterowania jak i poboacuter prądu oraz opoacuteźnienie fazowe

Wysokie wymagania wobec charakterystyki dynamicznej bloku sterowania w szczegoacutel-

ności jego charakterystyk amplitudowych i fazowo-częstotliwościowych są zapewnione

poprzez małą bezwładność wirnika w silniku elektrycznym i dużą prędkość kątową osi steroacutew

z uwzględnieniem działania przekładni bloku sterowania 120596119898119886119909 Moment rozruchu bloku

85

sterowania 119872119908 powinien przewyższać 15divide2 razy maksymalny moment zawiasowy spowodo-

wany działaniem sił aerodynamicznych i bezwładności na stery

Rys 5 3 Wpływ wspoacutełczynnika momentu zawiasowego i prędkości obrotowej pocisku na poboacuter

prądu przez blok steroacutew

Analiza blokoacutew steroacutew opracowanych dla pociskoacutew wirujących pozwala ustalić

parametry charakteryzujące warunki ich pracy

- aerodynamiczny moment zawiasowy na obu sterach

- zakres zmian wspoacutełczynnika momentu zawiasowego

- maksymalną siłę ścinania

- moment bezwładności steru

- moment tarcia na osi

- maksymalny kąt wychylenia steroacutew

- zasadę wypracowania sygnału wejściowego

Wyboru parametroacutew bloku sterowania dokonuje się zazwyczaj w następującej

kolejności

1 Maksymalny moment zawiasowy jest określany na podstawie analizy właściwości

aerodynamicznych obiektu

2 Potrzebne maksymalne minimalne i średnie prędkości kątowe steroacutew są określane na

podstawie warunkoacutew lotu w sposoacuteb następujący

а) średnia kątowa prędkość bloku sterowania

120596119904119903 =1

119879int 120596(119905)119889119905 =

119879

0

4 ∙ 1198600 ∙ 119899 (54)

gdzie

T - okres obrotu pocisku

120596(119905) - chwilowa prędkość kątowa pocisku

1198600 - maksymalne odchylenie steru

86

b) maksymalna prędkość kątowa

120596119898119886119909 = 2 ∙ 120587 ∙ 1198600 ∙ 119899 (55)

3 Określa się potrzebną moc zasilania bloku sterowania i wybiera się moc silnika

elektrycznego

119875119908 =119872119908 ∙ 120596119898119886119909

4

(56)

4 Przełożenie przekładni wybiera się w następujący sposoacuteb

Dopuszczalne maksymalne i minimalne wartości przełożenia przy znanym maksymalnym

momencie zawiasowym danych źroacutedła zasilania i silnika są określane na podstawie wyrażeń

(57) (58)

119895119898119886119909 =119880119911119886119904

119862119890 ∙ 120596119898119886119909

(57)

119895119898119894119899 =119872119898119886119909 ∙ 119877119905119880119911119886119904 ∙ 119862119872

(58)

gdzie

119880119911119886119904 - napięcie zasilania

119862119872 119862119890 - wspoacutełczynniki momentu i przeciw siły elektromotorycznej

119877119905 - opoacuter uzwojenia twornika

119895119898119894119899 119895119898119886119909 - odpowiednio dopuszczalny minimalny i maksymalny wspoacutełczynnik redukcji

119872119898119886119909 - maksymalny moment zawiasowy obciążenia

Przełożenie przekładni jest wybierane z zakresu

119895119898119886119909 gt 119895 gt 119895119898119894119899

Według wzoru (53) oblicza się całkowity wspoacutełczynnik momentu zawiasowego 119870119911 ktoacutery

zapewnia minimalną potrzebną moc

119870119911 = 1198690 ∙ 1205962 asymp 2 ∙ 120587 ∙ 1198992 ∙ 119869119905 ∙ 119895

2

gdzie

1198690 - całkowity moment bezwładności obciążenia przyłożony do wału napędu

119869119905 - moment bezwładności wirnika silnika

Znając zakresy prędkości obrotowych pocisku i działających aerodynamicznych

momentoacutew zawiasowych wybiera się sztywność symulatora obciążenia Po wstępnych

obliczeniach przeprowadza się modelowanie matematyczne oraz określa się charakterystyki

amplitudowe i fazowo-częstotliwościowe bloku sterowania

Blok sterowania składa się z następujących elementoacutew

- filtra wejściowego

- korektora sygnału błędu

87

- wstępnego wzmacniacza sygnału błędu

- wzmacniacza mocy

- silnika wykonawczego

- potencjometru sprzężenia zwrotnego

- sprężynowego symulatora obciążenia zawiasowego

542 Opracowanie schematu elektrycznego bloku sterowania

Schemat elektrycznego bloku steroacutew przedstawiono na rys 54

W bloku steroacutew może być zastosowane zaroacutewno pozycyjne sprzężenie zwrotne jak

i prędkościowe sprzężenie zwrotne poprawiające stabilność bloku steroacutew co zapewnia się

wyborem parametroacutew elementu korekcyjnego

Proponuje się zastosować przedział liniowy z pozycyjnym sprzężeniem zwrotnym

i całkująco-roacuteżniczkującym elementem korekcyjnym Parametry układu określa się w

procesie modelowania matematycznego Na wejściu bloku sterowania zastosowano filtr

aperiodyczny

Wyboacuter silnika wykonawczego pomimo znanej mocy zależy od napięcia zasilania

oporności układu twornika wspoacutełczynnikoacutew przeciw siły elektromotorycznej i momentu

obrotowego jak roacutewnież momentu bezwładności wirnika

Rys 54 Schemat funkcjonalny elektrycznego bloku steroacutew

119877119905 ndash opoacuter uzwojenia twornika 119869119905ndash moment bezwładności twornika silnika 1198690ndash moment bezwładności

obciążenia 119869119889ndash doprowadzony moment bezwładności 119871119905ndash indukcyjność uzwojenia twornika silnika

wykonawczego 119880119904119904 ndash sygnał sterujący silnika wykonawczego 119872119904 ndash moment obrotowy rozwijany

przez silnik wykonawczy 1198720 ndash moment obciążenia pozycyjnego 119862119872 119862119890 ndash wspoacutełczynniki momentu

obrotowego i przeciw siły elektromotorycznej 119895 ndash przełożenie przekładni 119870119905119903 ndash wspoacutełczynnik

proporcjonalności pomiędzy momentami tarcia w ruchu i bezruchu 119870119911 ndash wspoacutełczynnik momentu

pozycyjnego 1198791 1198792 ndash stałe czasowe elementu korekcji 119879119891 ndash stała czasowa filtru wejściowego 120575119904 ndash

88

kąt skrętu steru 119880119901119904119911 ndash sygnał pozycyjnego sprzężenia zwrotnego 119870119901119904119911 ndash wspoacutełczynnik pozycyjnego

sprzężenia zwrotnego 119880119904119905 ndash sygnał sterujący

543 Opracowanie modelu matematycznego elektrycznego bloku sterowania

Model matematyczny bloku sterowania składa się z następującego układu roacutewnań

(59divide536)

иwtct RRRR (59)

otd JjJJ 2 (510)

t

tt

R

LТ (511)

psz

spszs

pszpsz

sign )(50 (512)

f

wewewe

Тdt

d 0 (513)

pszwe (514)

2

11

Tdt

d (515)

11

12 Tdt

d (516)

222

221

12

2

12

)(

0

dlasignU

dlaU

dla

U

zas

zasss

(517)

t

t

ct

еss

t

Т

iR

jСU

dt

di

1

(518)

2

махtмахtogr

t

iiiii

(519)

jniСМ ogr

tмs (520)

szo КM (521)

trtrtr МКМ (522)

))()1)(1()(()( 3212123 ossosp МКMsignKKsignКМКMKMM (523)

opd МММ (524)

21jJ

Me

t

s (525)

89

o

d

I

Me 2

(526)

d

ot

J

JjJ 2

2

13

(527)

)(1( 221 h

dt

dsignsignK

(528)

)1))((1( 132 КММКMsignsignK tros (529)

)))1)(((1( 4211413 vKeesignKsignsignК ss (530)

)(1( 21

4h

dt

d

dt

dsignsignK s

(531)

1311

31 )1()( eК

J

J

dt

dRQK

dt

d

d

osc

(532)

))1()(1()( 222232

2

13

2

QKKeКJ

jJ

dt

dRQK

dt

d

d

tsc (533)

2

dt

d s (534)

)()1()1( 3323 cc

d

dsc QKКQJ

ММKK

dt

d

(535)

311211 ))(( QKvsign

dt

dss

s

(536)

W roacutewnaniach tych wykorzystano następujące oznaczenia

tR - opoacuter uzwojenia twornika

wR - opoacuter wyjściowych przełącznikoacutew wzmacniacza

иR - opoacuter wewnętrzny zasilacza

ctR - całkowity opoacuter układu twornikowego

tJ - moment bezwładności twornika silnika

oJ - moment bezwładności obciążenia

dJ - doprowadzony moment bezwładności

tL - indukcyjność uzwojenia twornika silnika wykonawczego

psz - dyskretność pozycyjnego sprzężenia zwrotnego

zasU - napięcie zasilania

ssU - sygnał sterujący silnika wykonawczego

ti - prąd w uzwojeniu twornika silnika wykonawczego

ogr

ti - prąd ograniczenia w uzwojeniu twornika silnika wykonawczego

maxi - ograniczenie prądu twornika silnika wykonawczego

sМ - moment obrotowy rozwijany przez silnik wykonawczy

oМ - moment obciążenia pozycyjnego

tbМ - moment tarcia w bezruchu

90

trМ - moment tarcia w ruchu

pM - moment obciążenia z uwzględnieniem nieciągłości połączeń

1cM - doprowadzony moment obrotowy na osi bloku steroacutew

ем СС - wspoacutełczynniki momentu obrotowego i przeciw siły elektromotorycznej

j - przełożenie przekładni

n - sprawność przekładni

trK - wspoacutełczynnik proporcjonalności pomiędzy momentami tarcia

w ruchu i bezruchu

41КК - wspoacutełczynniki nieciągłości struktury

zК - wspoacutełczynnik momentu pozycyjnego

1e - przyspieszenie kątowe elementu prowadzącego

2е - przyspieszenie kątowe elementu napędzanego

s - kąt skrętu steru

1s - luka kątowa między elementami

v - połowa maksymalnej wartości luzu wału wyjściowego

1 - szerokość strefy martwej przedwzmacniacza

2 - szerokość strefy liniowej przedwzmacniacza

21 TT - stałe czasowe elementu korekcji

fТ - stała czasowa filtru wejściowego

0we - sygnał wejściowy

we - sygnał na wyjściu filtra

psz - sygnał pozycyjnego sprzężenia zwrotnego

p - prędkość kątowa początku wspoacutelnego ruchu

prowadzącego i napędzanego elementu

с - prędkość kątowa wspoacutelnego ruchu prowadzącego i napędzanego elementu

1 - prędkość kątowa prowadzącego elementu

2 - prędkość kątowa napędzanego elementu

- sygnał błędu

1 - pośrednia wartość sygnału błędu

2 - sygnał na wyjściu elementu korekcji

R - wspoacutełczynnik odtwarzania przy zderzeniu elementoacutew

h - krok całkowania

Q - odwrotność h

Dany model matematyczny jest używany przy wyborze parametroacutew i analizie jakości

działania elektrycznego bloku sterowania

Wyniki modelowania elektrycznego bloku sterowania

Z analizy przestawionego poniżej wykresu na rys 55 wynika że napęd z przełożeniem 36

praktycznie nie posiada zapasu momentu obrotowego ale ma znacznie większy zapas

prędkości Najbardziej celowym jest wybrać reduktor o przełożeniu 65

91

Rys 55 Mechaniczne charakterystyki napędu

1 ndash wymagana charakterystyka mechaniczna obciążenia napędu 2 ndash graniczna charakterystyka mecha-

nicznego obciążenia napędu zabezpieczona przy pomocy silnika z przekładnią o przełożeniu 36 V i

przy napięciu nominalnym 27 V 3 - graniczna charakterystyka mechanicznego obciążenia napędu

zabezpieczona przy pomocy silnika z przekładnią o przełożeniu 65 i przy napięciu nominalnym 27 V

W procesie matematycznego modelowania i obliczeń fazowo-częstotliwościowych

charakterystyk napędu określono że w całym zakresie częstotliwości i momentoacutew

zawiasowych (obrotowych) posiada tylko nieznaczne zniekształcenia amplitudowe i fazowe

Określenie czasu procesu przejściowego Reakcja napędu na skokowe oddziaływanie przy

braku i obecności momentu obrotowego pokazuje że stała czasu napędu wynosi 65divide7 ms

Dla zabezpieczenia stabilności napędu przy odpracowaniu reakcji na skokowe i harmoniczne

sygnały wejściowe w strukturze napędu w kanale sygnału błędy są eliminowanie przez

korekcyjny człon całkująco-roacuteżniczkujący W związku ze zmniejszeniem stałej czasu silnika

w poroacutewnaniu z analogiem zmieniała się stała czasu licznika tego członu i stała T1=00035 s

i T2=00007 s

Wnioski

Wskutek przeprowadzenia wstępnych obliczeń otrzymano następujące zakresy parametroacutew

zakres przełożeń reduktora roacutewny od 22divide196 Wybrane przełożenia napędu reduktora

36 nie są bliskie optymalnemu rozwiązaniu

elektromechaniczna stała czasu napędu wyliczona na podstawie wstępnych danych

wejściowych jest roacutewna 66 ms co odpowiada częstotliwości odcięcia 24 Hz

statyczny błąd napędu nie przekracza 05 stopnia

dla stabilnej pracy napędu do struktury napędu wprowadzono człon całkująco-

roacuteżniczkujący ze stałą czasu T1=0002 s w liczniku i T2=00007 s w mianowniku

1

2

3

M [Nm]

W [0s]

3500

3000

3500

2000

1500

1000

500

0 05 1 15 2 25 3 350

92

dla zabezpieczenia stabilności napędu szerokość liniowej strefy przedwzmacniacza

powinna wynosić 15divide2 stopni

dla zabezpieczenia połączenia napędu z systemem cyfrowego sterowania na wejściu

napędu powinien być wprowadzony filtr II rzędu o stałej czasu 0001s

544 Ocena parametroacutew elektrycznego bloku sterowania na podstawie wynikoacutew

modelowania matematycznego

Modelowanie matematyczne funkcjonowania AL pozwala sformułować następujące

wymagania w odniesieniu do charakterystyk bloku sterowania

1 Zakres zmian prędkości obrotowej rakiety - 6divide20 obrs

2 Obciążenia działające na oś steroacutew bloku sterowania

- maksymalny moment zawiasowy działający na stery - 10 Nm

- maksymalny wspomagający moment zawiasowy działający na stery - 03 Nm

- zakres zmian wspoacutełczynnika momentu zawiasowego od +002 (wspomagający) do

006 (przeciwdziałający) Nmo

- moment tarcia na osi nie więcej niż 01 Nm

- maksymalna siła ścinania działająca na jeden ster nie więcej niż 170 N i przyłożona

w osi steru

3 Maksymalny kąt odchylenia steru z gazodynamicznym sterowaniem musi wynosić +20

stopni

4 Napięcie źroacutedła zasilania od 27 do 30V

5 Przy podaniu na wejście bloku sterowania sygnału harmonicznego opoacuteźnienie fazy dla

wszystkich warunkoacutew pracy nie powinno przekraczać

- 4deg dla częstotliwości 6 Hz przy amplitudzie do 10deg





6 Zniekształcenia amplitudy nie powinny przekraczać 3 dB

7 Błąd statyczny przy obciążeniu elementu wyjściowego maksymalnym momentem

zawiasowym nie może przekraczać 15deg

Takie wymagania co do parametroacutew wobec bloku sterowania zapewnią

1 Zakres przełożeń reduktora roacutewny 20divide60 Wybrane przełożenie przekładni bloku

sterowania 35 jest bliskie optymalnego

2 Elektromechaniczna stała czasowa bloku sterowania obliczona na podstawie wstępnych

danych wyjściowych wynosi 75 ms co odpowiada częstotliwości odcięcia 20 Hz

3 W celu zapewnienia pracy bloku sterowania w roboczym zakresie częstotliwości

niezbędne jest wykorzystanie sprężynowego obciążnika

4 Z analizy wynika że w celu zapewnienia wymagań charakterystyk fazowo-

częstotliwościowych sztywność sprężynowego obciążnika powinna wynosić 0025divide0035

Nmo przy tym opoacuteźnienia faz po podaniu na wejście bloku sterowania sygnału

93

harmonicznego o amplitudzie 85V (10 stopni) i napięciu 25V mają charakterystyki nie

gorsze niż






co spełnia wymagania stawiane blokowi sterowania

5 Błąd statyczny steroacutew bloku sterowania nie przekracza 15deg

6 W celu stabilnej pracy bloku sterowania do jego struktury wprowadzono korekcyjny

element całkująco-roacuteżniczkujący ze stałą czasową T1 = 0002 s w liczniku i T2 = 00007 s

w mianowniku

7 W celu zapewnienia stabilności bloku sterowania szerokość liniowej strefy przed-

wzmacniacza powinna wynosić 125divide15deg

8 Aby zapewnić sprzężenie bloku sterowania z cyfrowym systemem sterowania na wejściu

bloku należy wprowadzić drugi filtr ze stałą czasową 0001 s

94

IV CZĘŚĆ EKSPERYMENTALNA

6 Badanie wpływu elementoacutew konstrukcji modelu rakiety GROM na jego

charakterystyki aerodynamiczne

61 Wprowadzenie

W tunelu aerodynamicznym prędkości poddźwiękowych i naddźwiękowych T-6 HAI

wykonano badania charakterystyk aerodynamicznych modelu rakiety GROM wykorzystując

wagi aerodynamiczne AWT-6

Określenie charakterystyk aerodynamicznych wykonywano w kilku kierunkach Po

pierwsze otrzymano charakterystyki aerodynamiczne korpusu jak roacutewnież korpusu

z powierzchniami nośnymi dla liczb Macha 05 08 10 115 i 20 w zakresie kątoacutew natarcia

(ataku) od -4deg do 16deg Charakterystyki otrzymano dla dwoacutech położeń powierzchni nośnych

w tunelu - dla γ=0deg i γ=45deg Pełne zestawienie badań przeprowadzono dla zerowego

wychylenia steroacutew dla γ=0deg γ=45deg i γ=90deg Pozostała część badań to określenie wpływu

wychylenia steroacutew wysokości na charakter zmiany wspoacutełczynnikoacutew sił i momentoacutew

aerodynamicznych Badania dla prędkości wyrażonej liczbą Macha 05 08 10 115 i 20

wykonano dla kątoacutew ustawienia steroacutew wysokości w zakresie od 0deg do +15deg z krokiem 5deg

62 Eksperymentalne określenie charakterystyk aerodynamicznych modelu pocisku

GROM

Zdjęcie modelu badań przedstawiono na rys 61 Na rys 62 przedstawiono schemat

aerodynamiczny modelu ktoacutery odwzorowuje pocisk GROM w skali 12

Rys 61 Zdjęcie modelu badań

95

- charakterystyczna długość L=7765 mm

- charakterystyczna powierzchnia S=000101736 Φ =36 mm

- X - środka masy 395 od początku igły

Rys 62 Aerodynamiczny schemat modelu rakiety GROM z powierzchniami nośnymi

i sterującymi

Rys 63 Model rakiety GROM w tunelu aerodynamicznym T-6 z naddźwiękową częścią

roboczą (M=15) dla kąta natarcia α=0deg

96



Schemat aerodynamiczny modelu jest wykonany zgodnie z układem aerodynamicznym

bdquokaczkardquo Na części nosowej nasadkę aerodynamiczną jak w realnym pocisku Cztery

stateczniki znajdują się w tylnej (ogonowej) części modelu przy tym γ=0 odpowiada takiemu

położeniu statecznikoacutew przy ktoacuterym para statecznikoacutew znajduje się w płaszczyźnie

pionowej Powierzchnie steroacutew znajdują się w płaszczyźnie poziomej Za pomocą urządzenia

wstawianego kąt ustawienia steroacutew można zmieniać skokowo w przedziale od 0deg do 15deg

z krokiem 5deg W płaszczyźnie poziomej z przesunięciem względem płaszczyzny pionowej

umieszcza się destabilizatory (rys 62)

Model naddźwiękowej części tunelu z wstawkami dysz dla M=15 przedstawiono na

rys 63 i 64

Jak pokazano na rys 62 obroacutet w przechyle o 45deg przeprowadza się zgodnie z ruchem

wskazoacutewek zegara przy obserwacji modelu z przodu

Celem badań było uzyskanie charakterystyk aerodynamicznych modelu pocisku GROM

w wariancie z powierzchniami sterującymi i nośnymi metodą wagową w zakresie liczb

Macha od 05 do 20 (M=05 08 10 115 20) przy zmianie kąta natarcia od -4deg do 16deg

Miejscem przeprowadzenia badań był tunel aerodynamiczny T-6 HAI Badania

i opracowanie wynikoacutew przeprowadzono zgodnie z przyjętą w HAI metodyką

Tunel aerodynamiczny T-6 HAI z częścią roboczą 06x06m jest kanałem okresowego

działania z zakresem roboczym liczb Macha od 05 do 40 Przy pracy w obszarze pod-

dźwiękowych i dźwiękowych prędkości w dyszach umieszcza się perforowane wstawki

o stopniu perforacji 24 (rys 65) ktoacutere pozwalają zmniejszyć wpływ krawędzi i uniknąć

zamykania części roboczej w obszarze prędkości przydźwiękowych kiedy na modelach poja-

97

wiają się obszary z prędkościami naddźwiękowymi Liczby Macha w tych reżimach zmienia-

ją się w sposoacuteb ciągły poprzez zmianę ciśnienia w komorze tunelu aerodynamicznego

Rys 65 Perforowane płyty w tunelu aerodynamicznym

W celu uniknięcia przepływu powietrza między ściankami komory ciśnienia

i wstawkami dysz istnieje system hermetyzacji bazujący na podaniu sprężonego powietrza

pod dysze i gumowe uszczelki wmontowane w powierzchnię boczną wstawki

W celu kompensacji narastania warstwy przygranicznej goacuterny i dolny panel części

roboczej ustawia się pod kątem rozwarcia strumienia 1deg Roacutewnoległość dwu pionowych

ścianek trzeba zachować w celu przeprowadzenia obserwacji optycznych

W celu przeprowadzenia badań tunel aerodynamiczny T-6 jest wyposażony

w mechaniczne automatyczne wagi aerodynamiczne AWT-6 przeznaczone do bezpośrednie-

go pomiaru sił (XYZ) i momentoacutew (Mx My Mz) działających na model w układzie

wspoacutełrzędnych tunelu aerodynamicznego Każdy element wagi ma cztery zakresy pomiarowe

Zmiany zakresu dokonuje się drogą zmiany ciężaru roacutewnoważącego obciążenie

Liczbę Macha i opoacuter w roboczej części tunelu aerodynamicznego wylicza się

z wynikoacutew pomiaru ciśnienia statycznego w części roboczej i pełnego ciśnienia całkowitego

w komorze tunelu Statyczne i całkowite ciśnienie określa się przez pomiar parametroacutew

strumienia (PPS) PPS mierzy ciśnienia absolutne ktoacutere wykorzystuje się do określenia

parametroacutew strumienia

Ze stosunku ciśnień całkowitego i statycznego określa się prędkość strumienia

powietrza wyrażonego liczbą Macha zgodnie z formułą (61)

98

119872 = radic5 ∙ [(119901119900

119901119904119905)

27frasl

minus 1] (61)

gdzie 119901119900- ciśnienie całkowite

119901119904119905- ciśnienie statyczne

Zmierzony opoacuter aerodynamiczny wyraża się w postaci następującej

119902 = 07 ∙ 1198722 ∙ 119901119904119905 (62)

Do otrzymanych wynikoacutew parametroacutew strumienia wprowadza się poprawki na

wspoacutełczynnik pola ktoacutery określa się w rezultacie badania pola ciśnień statycznych za pomocą

wielokrotnego sondowania ciśnienia statycznego

Wartości oporoacutew zmieniają się w zależności od rodzaju pracy urządzenia od 11270 do

67000 Nm2

Model umieszcza się w strumieniu przy pomocy tylnego (ogonowego) poziomego

uchwytu ktoacutery umocowany jest bezpośrednio do stabilnego zawieszenia

Liczby Re obliczone dla odcinka tunelu o długości 1 m przyjmują wartości od

112x106 do 226x106

Badania aerodynamiczne przeprowadzono dla prędkości wyrażonej liczbą Macha roacutewną

05 09 115 15 20 i 30 w zakresie kątoacutew natarcia od -4deg do 16deg z krokiem 2deg

63 Opracowanie analiza i ocena wynikoacutew badań

Wyniki badań eksperymentalnych przedstawiono w załącznikach A i B w postaci wy-

kresoacutew i tabel w układzie wspoacutełrzędnych tunelu aerodynamicznego Przy obliczaniu wspoacuteł-

czynnikoacutew aerodynamicznych za obszar charakterystyczny przyjmowano środek korpusu

modelu za charakterystyczny wymiar liniowy przyjmowano długość korpusu modelu

Przy opracowaniu danych eksperymentalnych w uzyskane wyniki wnoszono poprawki

na wzajemny wpływ składowych wag tj obudowę elementoacutew wagi i elementy zawieszenia

jak roacutewnież na skos strumienia w części roboczej tunelu aerodynamicznego

Dla modelu pocisku GROM przekroacutej poprzeczny korpusu wynosi S=000101736 m2

długość korpusu l=07765 m Wspoacutełczynniki momentoacutew obliczone w stosunku do środka

masy położonego w odległości 0395 m od noska igły co w jednostkach względnych wynosi

119909119879 =05087

1 1 1 1 ndash 0

Kąt przechylenia pocisku rakietowego

Rodzaj powierzchni nośnych

Rodzaj steroacutew

Wariant destabilizatoroacutew

Rodzaj korpusu

Rys 66 Kodowanie czteroznakowe modelu pocisku rakietowego

99

Przykład 1 1111-45 - model zawierający korpus destabilizatory stery skrzydła zadany kąt

przechylenia 45 stopni

Przykład 2 1011-90 - model zawierający korpus stery skrzydła zadany kąt przechylenia 90

stopni

Program badań i numery protokołoacutew badań dla modelu GROM-M przedstawiono

w tabeli 61

Dla oznaczenia stanu modeli wprowadzono kodowanie czteroznakowe rys 66

w ktoacuterym pierwsza cyfra oznacza rodzaj korpusu pocisku druga cyfra oznacza wariant

destabilizatoroacutew trzecia cyfra wskazuje na rodzaj powierzchni steroacutew i czwarta - określa

rodzaj powierzchni nośnych

Dla modelu pocisku GROM badano jeden rodzaj korpusu jeden rodzaj powierzchni

nośnych i jeden wariant steroacutew kierowania

Przy nieobecności elementu modelu w oznaczeniu stanu pojawia się 0

Tabela 61

Program badań modelu rakiety GROM w tunelu aerodynamicznym T-6 HLI

γ M

deg 05 08 10 115 20

Korpus

1000 0 235205 235204 235203 235202 235604

Korp + Pnoś 0 235103 235102 235104 235105 235605

1001 45 235109 235108 235107 235106 235606

δ=0o

1111-0 0

234802

234805 234801 234803 234804 235607

δ =0deg

1111-45 45 234807 234806 234808 234809 235608

δ =0deg

1111-90 90 234813 234812 234811 234810 235609

δ =5deg

1111-0 0

234910

234914

234909

234913 234911 234912 235701

δ =10deg

1111-0 0 234908 234907 234906 234905 235702

δ =15deg

1111-0 0

234814

234902 234901 234903 234904 235703

δ =0o-D

1011-45 45 235111 235110 235112 235201 235704

Zakres kątoacutew ataku od -4deg do 16deg Δα = 2deg

Badanie aerodynamicznych charakterystyk korpusu z powierzchniami nośnymi

Badanie aerodynamicznych charakterystyk izolowanego korpusu i korpusu

z powierzchniami nośnymi przeprowadzono w szerokim zakresie liczb Macha od M=05 do

M=20 Charakterystyki aerodynamiczne korpusu z powierzchniami nośnymi otrzymano dla

100

dwoacutech kątoacutew przechyłu γ=0deg i γ=45deg Z wykresoacutew na rysunkach A6 ndash A10 (załącznik A)

wynika że przy wszystkich badanych liczbach Macha kąt przechylenia ma wpływ na

właściwości nośne korpusu z powierzchniami nośnymi dla wszystkich zakresoacutew badanych

kątoacutew natarcia Przy γ=0deg wspoacutełczynnik siły nośnej jest większy niż dla γ=45deg odpowiednio

stateczność kombinacji korpus + powierzchnie nośne dla γ=0deg jest większa (załącznik A

rysunki A26 ndash A30) Z rysunkoacutew tych wynika że przy przejściu w obszar naddźwiękowych

liczb Macha stopień stateczności korpusu z powierzchniami nośnymi zmniejsza się

Badanie wpływu kąta przechyłu na charakterystyki aerodynamiczne modelu

Badanie wpływu kąta przechyłu na charakterystyki aerodynamiczne modelu pełnego

ze sterami niewychylonymi wykonano dla γ=0deg γ=45deg i γ=90deg Z wykresoacutew zależności

wspoacutełczynnika siły nośnej od kąta ataku (załącznik A rysunki A46 ndash A50) wynika że jak

i dla korpusu z powierzchniami nośnymi obserwuje się zmianę właściwości nośnych modelu

i zapasu statycznej stateczności

Poroacutewnanie wspoacutełczynnikoacutew aerodynamicznych dwoacutech badań modelu pełnego dla

kąta zerowego odchylenia steroacutew i M=05 pokazuje dobrą powtarzalność wynikoacutew

eksperymentu (załącznik A rysunki A41 A46 A66)

Badanie wpływu odchylenia steroacutew na charakterystyki aerodynamiczne modelu

Badanie wpływu odchylenia steroacutew na charakterystyki aerodynamiczne modelu pełnego

dla liczb Macha od 05 do 20 wykonano dla kątoacutew ustawienia steroacutew 0deg +5deg +10deg i +15deg Za

kąt dodatni odchylenia przyjmuje się taki kąt ktoacutery prowadzi do dodatniego zwiększenia siły

nośnej Dla liczb Macha roacutewnych 05 i 08 otrzymano charakterystyki aerodynamiczne dla

kąta wychylenia steroacutew δ=-15deg Wyniki badań eksperymentalnych wpływu odchylenia steroacutew

przedstawiono na rysunkach 86 120 (załącznik 22)

Jak wynika z rysunkoacutew A85ndashA87 (załącznik A) efektywność steroacutew w obszarze

prędkości poddźwiękowych i okołodźwiękowych przy dodatnich kątach natarcia ze

zwiększeniem kąta wychylenia steroacutew silnie się zmniejsza Dla M=2 jak pokazano na

rysunku A88 przyrost wspoacutełczynnika siły nośnej obserwuje się dla wszystkich badanych

kątoacutew wychylenia steroacutew w całym zakresie kątoacutew natarcia

64 Metrologiczne zabezpieczenie badań

Działalność laboratorium dopuszcza się na podstawie protokołu odbioru laboratorioacutew

aerodynamicznych na bazie tuneli aerodynamicznych T-3 T-4 i tunelu T-6 prędkości

naddźwiękowych Państwowego Uniwersytetu Aerokosmicznego zatwierdzonego przez

Państwowy Komitet Polityki Przemysłowej Ukrainy z dnia 29062001

Błąd bezwzględny ΔM pomiaru liczby M określano zgodnie z metodyką obroacutebki

wynikoacutew pomiaroacutew pośrednich następująco (63)

∆119872 = radic(120597119872

1205971198750)

2

∙ ∆11987502 + (

120597119872

120597119875119904119905)

2

∙ ∆1198751199041199052

(63)

101

gdzie (120597119872

1205971198750) (

120597119872

120597119875119904119905) ndash pochodne cząstkowe funkcji 119872 = 119891(1198750 119875119904119905) względem 119875119900 i 119875119904119905

∆1198750 ∆119875119904119905 ndash błędy bezwzględne wynikoacutew pomiaroacutew 1198750 119875119904119905

Wyniki obliczeń wartości ∆1198750 = ∆119875119904119905 = 01 przedstawiono w tabeli 62 w postaci

błędu względnego (64)

120575119872 =∆119872

119872∙ 100

(64)

Tabela 62

Błąd pomiaru liczby M

M ΔM 120633119924

050 00028 056

060 00023 038

070 00019 027

080 00017 021

090 00015 017

095 00015 016

100 00014 014

105 00014 013

110 00014 013

115 00014 012

Wnioski

Na podstawie analizy danych eksperymentalnych można wyciągnąć wniosek że dla

wszystkich badanych liczb Macha kąt przechylenia pocisku rakietowego ma wpływ na nośne

właściwości korpusu z powierzchniami nośnymi w całym badanym zakresie kątoacutew natarcia

Przy przepływie naddźwiękowym dla maksymalnej prędkości pocisku Grom (M=2)

stopień stateczności korpusu z powierzchniami nośnymi jak i całego modelu zmniejsza się

Efektywność steroacutew zmniejsza się poczynając od dodatnich kątoacutew natarcia dla

poddźwiękowych i okołodźwiękowych prędkościach lotu

7 Badania demonstratora bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonal-

nym wychylaniem steroacutew

71 Badanie demonstratora bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym

wychylaniem steroacutew na stanowisku SKPM-1

711 Obiekt badań

Obiektem badań jest demonstrator (model) bloku steroacutew stanowiący podzespoacuteł prze-

działu kierowania pocisku Przenośnego Przeciwlotniczego Zestawu Rakietowego GROM

102

Do badań przeznaczono pojedynczy modelu elektromechanicznego bloku steroacutew

wykonanego zgodnie z dokumentacją konstrukcyjną

Blok z napędem elektrycznym steroacutew (rys 71) stanowi alternatywę dla bloku steroacutew

z napędem gazowym Blok steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew

realizuje funkcje zaroacutewno aerodynamicznego jak roacutewnież gazodynamicznego sterowania

pociskiem (napęd hybrydowy) Sterowanie gazodynamiczne trwa przez 07 s od momentu

startu następnie sterowanie przejmuje układ z napędem elektrycznym

Rys 71 Blok steroacutew z napędem elektrycznym

Rys 72 Serwomechanizm elektryczny bloku steroacutew

103

W skład hybrydowego bloku steroacutew wchodzą następujące zespoły

- serwomechanizm (stery silnik elektryczny i przekładnia mechaniczna) rys 72

- prochowy silnik sterujący (PSS) pracujący w początkowej fazie lotu

- nadajnik prędkości kątowych (NPK)

- zespoacuteł destabilizatora

- bateria termiczna

- układ elektroniczny (wzmacniacz przetwornica napięcia)

- złącza elektryczne (do łączenia z GSN i wyrzutnią)

Wprowadzenie do konfiguracji pocisku rakietowego zestawu GROM hybrydowego

bloku sterowania wyeliminuje konieczność stosowania prochowego akumulatora ciśnienia

(PAC) wraz z turbogeneratorem stanowiących pokładowe źroacutedło zasilania aparatury pocisku

Celem badań była ocena rozwiązania konstrukcyjnego hybrydowego bloku steroacutew pod

względem

- poprawności działania modelu bloku steroacutew w trakcie badań stacjonarnych

w warunkach zakładowych

- sprawdzenia parametroacutew technicznych modelu bloku steroacutew

- ustalenia czy blok steroacutew można przeznaczyć do montażu w zespołach wyższego rzędu

pocisku rakietowego GROM

Model bloku steroacutew oceniano na podstawie wymagań dotyczących parametroacutew

funkcjonowania bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew

przedstawionych w dokumencie pn bdquoStanowisko kontroli parametroacutew SKPM-1 Instrukcja

obsługirdquo W ramach przygotowania badań zabezpieczono niezbędne wyposażenie

i stanowisko SKPM-1

712 Przebieg badań

W trakcie badań modelu bloku steroacutew GROM wykonanego zgodnie z dokumentacją

konstrukcyjną wykonano sprawdzenie parametroacutew technicznych na stanowisku SKPM-1

(rys 73) ktoacuterych zakres przedstawiono w punkcie 714

Rys 73 Stanowisko SKPM-1

104

Stanowisko SKPM-1 przeznaczone jest do sprawdzenia regulacji i przeprowadzenia

badań bloku elektromechanicznego steroacutew Badania wykonano zgodnie z wymaganiami oraz

instrukcją bdquoStanowisko kontroli parametroacutew SKPM-1 Instrukcja obsługirdquo Sprawdzenia

wykonywane są przy pomocy programu MPexe zainstalowanego na komputerze

stanowiącym wyposażenie stanowiska

7121 Sprawdzenie montażu elektrycznego

Sprawdzenie połączeń elektrycznych pomiędzy złączami elektrycznymi i łączoacutewką

bloku steroacutew wykonano w trybie automatycznym

Wymaganie połączenia elektryczne nie powinny posiadać przerw

Rys 74 Wynik pomiaru poprawności montażu elektrycznego bloku steroacutew

Wynik sprawdzenia przedstawiono na rys 74 Kolorem żoacutełtym oznaczono poprawnie

wykonane połączenia elektryczne pomiędzy poszczegoacutelnymi stykami złącz W przypadku

nieprawidłowo wykonanych połączeń elektrycznych oznaczenie ma kolor czerwony

Wynik badania - pozytywny

105

7122 Pomiar maksymalnego kąta wychylenia steroacutew

Sprawdzenie wykonano w trybie automatycznym

Wymaganie maksymalny kąt wychylenia steroacutew powinien mieścić się w zakresie od

-(15plusmn05)deg do +(15plusmn05)deg

Wynik pomiaru przedstawiono na rysunkach 75 76 i 77

Rys 75 Wynik pomiaru maksymalnego kąta wychylenia steroacutew

Rys 76 Wycinek wykresu przedstawiającego maksymalne wychylenie steroacutew (część goacuterna)

106

Rys 77 Wycinek wykresu przedstawiającego maksymalne wychylenie steroacutew (część dolna)

Wynik badania ndash negatywny Uzyskane wartości kąta wychylenia steroacutew nie spełniają

wymagania -(15plusmn05)deg i +(15plusmn05)deg (rys 76 i 77)


i wzniosu charakterystyki amplitudowej


Wymagania

1 Blok steroacutew powinien gwarantować przy oddziaływaniu sygnału sterującego o amplitudzie

67 V i obciążeniu steroacutew zewnętrznym momentem w zakresie -05 Nm do +05 Nm

charakterystykę amplitudową ktoacuterej parametry przedstawiono w tabeli 83

Tabela 73

Parametry charakterystyki amplitudowej bloku steroacutew

Częstotliwość Hz 10 15 20

Maksymalne przesuniecie fazowe deg 10 20 45

2 Wznios charakterystyki amplitudowej powinien wynosić max 3 dB

3 Nachylenie przemiany bloku steroacutew powinno wynosić (15plusmn015)deg V

Wyniki badania przedstawiono na rys 78

Rys 78 Okno dialogowe z wynikami pomiaru charakterystyk bloku steroacutew

107


7124 Pomiar wartości przesunięcia zerowego położenia steroacutew


Wymaganie przesunięcie zerowego położenia steroacutew przy oddziaływaniu sygnału

sterującego (000plusmn001)V powinno wynosić max 05deg

Wynik badania przedstawiono na rys 79

Rys 79 Okno dialogowe z wynikiem pomiaru przesunięcia zerowego położenia steroacutew

Wynik badania ndash negatywny Uzyskana wartość przesunięcia zerowego położenia steroacutew

przekracza wymaganą wartość (rys 79)

7125 Pomiar maksymalnej prędkości obrotowej steroacutew


Wymaganie maksymalna prędkość obrotowa steroacutew przy nieobciążonym bloku steroacutew przy

napięciu ze źroacutedła zasilania 24 V powinna wynosić min 2000degs

Wynik pomiaru przedstawiono na rys 710

Rys 710 Okno dialogowe z wynikiem pomiaru maksymalnej prędkości obrotowej steroacutew


7126 Pomiar błędu statycznego bloku steroacutew


Wymaganie błąd statyczny bloku steroacutew przy obciążeniu momentem 05 Nm powinien

wynosić max 15deg


108

Rys 711 Okno dialogowe z wynikiem pomiaru błędu statycznego bloku steroacutew


713 Wnioski z badań

1 W związku z negatywnym wynikiem badania wg p 7122 zdemontowano blok steroacutew

w celu sprawdzenia przyczyny ograniczenia wychylania steroacutew W przypadku

możliwości usunięcia niezgodności należy przeprowadzić naprawę zespołu Zmiany

uwzględniono w dokumentacji bloku steroacutew

2 Uwzględniając rozbieżności uzyskanych wynikoacutew w stosunku do wymagań podczas

badania zgodnie z p 7124 przeprowadzono regulacje położenia potencjometru

serwomechanizmu

714 Wymagania techniczne na model elektromechaniczny steroacutew do pocisku GROM

1 Maksymalny kat wychylenia steroacutew aerodynamicznych powinien mieścić się w zakresie

od ndash(15 plusmn05)deg do +(15 plusmn05)deg


3 Przesunięcie zerowego położenia steroacutew przy oddziaływaniu sygnału sterującego

(000plusmn001)V powinno wynosić max 05deg

4 Blok steroacutew powinien gwarantować przy oddziaływaniu sygnału sterującego

o amplitudzie 67 V i obciążeniu steroacutew momentem w zakresie od -05 Nm do 05 Nm

charakterystykę częstotliwościową ktoacuterej parametry przedstawiono w tabeli 74

Tabela 74


Maksymalne przesunięcie fazowe o 10 20 45

Wznios charakterystyki amplitudowej powinien wynosić max 3 dB

5 Maksymalna prędkość obrotowa steroacutew przy nieobciążonym bloku steroacutew przy


6 Błąd statyczny bloku steroacutew przy obciążeniu momentem 05 Nm powinien wynosić max

15deg

72 Program badań elektromechanicznego modelu bloku steroacutew

721 Przedmiot badań

109

Program badań dotyczy elektromechanicznego modelu bloku steroacutew z elektrycznym

proporcjonalnym wychylaniem steroacutew ktoacutery stanowi element przedziału kierowania

w konfiguracji przeciwlotniczego pocisku rakietowego GROM

Celem badań jest sprawdzenie poprawności funkcjonowania układu sterowania

gazodynamicznego od prochowego silnika sterującego sprawdzenie czasu osiągniecia

parametroacutew pracy przez baterie BTR-07 sprawdzenie poprawności funkcjonowania bloku

steroacutew przy zasilaniu baterią BTR-07 oraz sprawdzenie poprawności funkcjonowania

przedziału kierowania w momencie startu rakiety i wyjścia z wyrzutni

Do badań przygotowano

ndash blok steroacutew elektromechaniczny (wykonany zgodnie z dokumentacją konstrukcyjną)

z baterią BTR-07 ndash 2 szt

ndash serwomechanizm (wykonany zgodnie z dokumentacją konstrukcyjną) ndash 1 szt

ndash ŁPSS ndash 2 szt

ndash ZPSS ndash 2 szt

Szczegoacutełową kompletację wyroboacutew i wyposażenia stanowiskowego przedstawiono

w pkt 7211 7212 7213 7214

Wyroby do badań przygotowały ZM Mesko Ładunki ŁPSS nie powinny posiadać

żadnych wad stwierdzonych metodą rentgenografii i kontrolą wzrokową (nieciągłości masy

paliwa pęknięcia pęcherze wykruszenia inhibitora itp) ktoacutere mogą mieć negatywny wpływ

na charakterystyki balistyki wewnętrznej PSS

ŁPSS i ZPSS przeznaczone do badań przedstawia się wraz z orzeczeniem

potwierdzającym ich jakość

Badania przeprowadzano w trzech etapach

etap I ndash badania serwomechanizmu

etap II ndash badania bloku steroacutew

etap III ndash badanie strzelaniem pocisku wyposażonego w blok steroacutew

7211 Badanie serwomechanizmu proacuteba przy zasilaniu zimnym gazem

Celem badania (Etap I- rys 712) jest określenie poprawności funkcjonowania układu PSS

i synchronizacji sygnałoacutew sterujących rozdzielaczem gazoacutew PSS Założone przy tym

wymagania to

minus wychylenie steroacutew zgodnie z fazą sygnału sterującego

minus otwieranie dysz PSS przy maksymalnym kącie wychylenia steroacutew zgodnie z fazą

sygnału sterującego

Do badań wymagana jest następująca kompletacja pocisku Grom

minus serwomechanizm

minus kadłub z kroacuteccem

minus korpus

minus instalacja sprężonego powietrza umożliwiająca zasilenie układu PSS ciśnieniem

p=43plusmn04 MPa

minus generator sygnału sterującego o następujących parametrach kształt sinusoidalny

amplituda 10V częstotliwość 15Hz Źroacutedłem sygnału sterującego jest stanowisko

110

SKPM-1 Podczas badania obciążenie steroacutew momentem przegubowym wynosi od -05

Nm do 05 Nm

minus zasilacz do zasilania stanowiska SKPM-1 o napięciu stałym 27plusmn3V Zasilanie bloku

steroacutew realizowane jest ze stanowiska SKPM-1

Rys 712 Schemat badania serwomechanizmu proacuteba przy zasilaniu zimnym gazem

W trakcie badań rejestrowano następujące sygnały pomiarowe

minus sygnał sterujący podawany na stery

minus sygnał o położeniu steroacutew (informacja o wychyleniu steroacutew)

minus sygnał czujnika ciśnienia na wylocie dysz PSS (kontrola otwarcia dysz)

Sekwencja aktywacji obwodoacutew elektrycznych

minus to ndash moment włączenia zasilania napięciem stałym 27plusmn3V ze stanowiska SKPM-1

minus to + minimum 12s ndash podanie ciśnienia p = 43plusmn04 MPa

minus to + minimum 12s ndash podanie sygnału sterującego na stery

111

7212 Badanie bloku steroacutew proacuteba przy zasilaniu zimnym gazem i napięciem z baterii

BTR-07

Celem badania (Etap II rys 713) jest sprawdzenie czasu osiągnięcia parametroacutew pracy

przez baterię BTR-07 oraz sprawdzenie poprawności funkcjonowania bloku steroacutew przy

zasilaniu baterią BTR-07 Założone przy tym wymagania to




minus bateria BTR-07 powinna uzyskiwać parametry pracy w czasie nie dłuższym niż 09 s

minus napięcie powinno utrzymywać się w przedziale 24-33 V przez czas min 30 s

Rys 713 Schemat badania serwomechanizmu proacuteba przy zasilaniu zimnym gazem i napięciem

z baterii BTR-07


minus blok steroacutew

112

minus instalacja azotowa (lub powietrzna) umożliwiająca zasilenie układu PSS ciśnieniem

p=43plusmn04 MPa przez czas 30 s Zasilanie sprężonym gazem jest realizowane przez

podłączenie do kadłuba na stanowisku St-1222



SKPM-1 Podczas badania St-1222

minus impuls obciążenie steroacutew momentem przegubowym od -05 Nm do 05 Nm na

stanowisku zapłonowym baterii BTR-07 (parametry czas 01 s napięcie 4V natężenie

1A) Zapłon baterii ze stanowiska St-1222 ndash obwoacuted PAC Zasilanie bloku steroacutew

realizowane jest z baterii BTR-07

Rejestracja sygnałoacutew pomiarowych na stanowisku St-1295

minus rejestracja przebiegu w czasie napięcia wyjściowego z baterii BTR-07 (styki nr 31 (+)

32 (-) gniazda Gn1) z roacutewnoległą rejestracją na oscyloskopie z pamięcią

minus rejestracja sygnału sterującego podawanego na stery

minus rejestracja sygnału położenia steroacutew (informacja o wychyleniu steroacutew)

minus rejestracja sygnału czujnika ciśnienia na wylocie dysz PSS (kontrola otwarcia dysz)


minus to ndash moment aktywacji baterii BTR-07 ndash obwoacuted PAC stanowiska St-1222

minus to + 12s ndash podanie ciśnienia p=43plusmn04 MPa ze stanowiska St-1222

minus to + 12s ndash podanie sygnału sterującego na stery


z baterii BTR-07

Celem badania (Etap II rys 714) jest sprawdzenie poprawności funkcjonowania bloku

steroacutew przy zasilaniu napięciem baterii BTR-07 i działającym układzie sterowania

gazodynamicznego PSS Założone przy tym wymagania to




minus czas funkcjonowania bloku steroacutew powinien wynosić min 30 s


minus blok steroacutew zaelaborowany ładunkiem ŁPSS i zapłonnikiem ZPSS

minus stanowisko do badań bloku steroacutew przy zasilaniu gorącym gazem



SKPM-1 Podczas badania obciążenie steroacutew momentem przegubowym od -05 Nm do

05 Nm na stanowisku St-1222

minus impuls zapłonowy baterii BTR-07 (parametry czas 01 s napięcie 4V natężenie 1 A)

z obwodu PAC stanowiska St-1222 Zasilanie bloku steroacutew realizowane jest z baterii

BTR- 07

minus impuls zapłonowy zapłonnika PSS o parametrach z obwodu PSS stanowiska St-1222

(prąd zapłonu 06plusmn003A) Zapłon spłonki PSS ze stanowiska St-1222 ndash obwoacuted PSS

113

Rys 714 Schemat blokowy układu do sprawdzania pocisku Grom badanego przy zasilaniu

gorącym gazem

Rejestracja sygnałoacutew pomiarowych ndash stanowisko St-1295


32 (-) gniazda Gn1) (z roacutewnoległą rejestracją na oscyloskopie z pamięcią)

minus rejestracja sygnału sterującego na stery



Sekwencja aktywacji obwodoacutew

minus to ndash aktywacja baterii BTR-07 ndash obwoacuted PAC stanowiska St-1222

minus to + 12s ndash aktywacja zapłonnika PSS ndash obwoacuted PSS stanowiska St-1222


114


z przechwyceniem pocisku przy pomocy siatki

Celem badania (Etap III rys 715) jest sprawdzenie poprawności funkcjonowania

przedziału kierowania w momencie startu rakiety i wyjścia z wyrzutni Założonym przy tym

wymaganiem jest maksymalne wychylenie steroacutew zgodnie z fazą sygnału sterującego z GSN

w czasie 0-1 s od momentu startu rakiety


minus przeciwlotniczy pocisk rakietowy w wyrzutni o następującej konfiguracji

GSN ze zmianami w zakresie formy sygnału sterującego blokiem steroacutew

i zachowaniu sekwencji 0-1 s od inicjacji silnika startowego - maksymalny sygnał

sterujący po 1 s ndash sygnał wg proporcjonalnego wychylania steroacutew)

blok steroacutew zaelaborowany ładunkiem ŁPSS i ZPSS

przedział telemetryczny

makieta silnika marszowego z blokiem statecznikoacutew

silnik startowy

wyrzutnia

minus mechanizm startowy (ze zmianami uwzgledniającymi wydłużoną sekwencję od momen-

tu podania impulsu na spłonkę baterii BTR-07 i spłonkę silnika startowego)

minus stanowisko do zdalnego odpalenia pocisku

minus telemetryczne urządzenie odbiorcze

minus rejestrator sygnałoacutew z telemetrii

minus siatka do wychwycenia pocisku

minus kamera (do zdjęć szybkich) do filmowania przebiegu badania

Parametry wyjściowe (rejestracja sygnałoacutew z pokładu rakiety)

minus kanał podstawowy GSN

minus kanał pomocniczy GSN

minus sygnał sterujący z GSN

minus sygnał z potencjometru PUN bloku steroacutew

minus sygnał z tachometru bloku steroacutew

Uwaga Algorytm startu rakiety ustalono na podstawie wynikoacutew badań wg pkt 7211

7212 7213 niniejszego programu badań

115

Rys 715 Schemat badania pocisku rakietowego z blokiem steroacutew w proacutebie strzelaniem

(z przechwyceniem pocisku przy pomocy siatki)

116

722 Metodyka wykonywania badań

7221 Badanie serwomechanizmu ndash proacuteba przy zasilaniu zimnym gazem

Zespoły do badania (Etap I rys 812) wg P 7211 zamocowano zgodnie

z instrukcją na stanowisku pomiarowym St-1222 oraz wykonać niezbędne połączenia

elektryczne ze stanowiskiem SKPM-1 (w tym zasilanie i sygnał sterujący)

Do stanowiska St-1295 doprowadzono sygnały pomiarowe

minus sterujący na stery

minus sygnał położenia steroacutew (informacja o wychyleniu steroacutew)


Zamontowano obciążenie steroacutew momentem przegubowym od -05 Nm do 05 Nm

Załączono kolejno obwody elektryczne wg poniższej sekwencji

minus to ndash włączenie zasilania napięciem stałym 27 plusmn3V ze stanowiska SKPM-1

minus to + minimum 12s ndash podanie ciśnienia p=43plusmn04 Mpa ze stanowiska St-1222

minus t o + minimum 12s ndash podanie sygnału sterującego na stery

Dokonano zapisu elektronicznego zarejestrowanych sygnałoacutew

7222 Badanie bloku steroacutew ndash proacuteba przy zasilaniu zimnym gazem i napięciem

z baterii BTR-07

Blok steroacutew do badania (Etap II rys 713) zamontowano na stanowisku pomiarowym

St-1222 zgodnie z instrukcją Podłączono zapłonnik baterii BTR-07 do obwodu bdquozapłon

PACrdquo stanowiska St-1222 oraz wykonać połączenia elektryczne ze stanowiskiem SKMP-1

(w tym zasilanie i sygnał sterujący)

Do stanowiska ST-1295 doprowadzono sygnały pomiarowe

minus przebieg w czasie napięcia baterii BTR-07






minus to ndash impuls zapłonu na baterie BTR-07 ndash przez obwoacuted PAC stanowiska St-1222

minus to + 12s ndash podanie ciśnienia p=43plusmn04 Mpa ze stanowiska St-1222



7223 Badanie bloku steroacutew ndash proacuteba przy zasilaniu gorącym gazem PSS i napięciem

z baterii BTR-07

Blok steroacutew do badań (Etap II rys 714) zamontowano na stanowisku pomiarowym St-

1222 zgodnie z instrukcją Podłączono zapłonnik baterii BTR-07 do obwodu bdquozapłon PACrdquo

stanowiska St-1222 oraz podłączono zapłonnik PSS do obwodu bdquozapłon PSSrdquo stanowiska

St-1222 Stanowisko powinno uwzględniać odstęp czasowy pomiędzy momentem inicjacji

baterii BTR-07 a odpaleniem zapłonnika PSS zgodnie opisaną poniżej sekwencją Następnie

117

wykonano połączenia elektryczne ze stanowiskiem SKPM-1 (w tym zasilanie i sygnał

sterujący)


minus napięcie wyjściowe (przebieg w funkcji czasu) baterii BTR-07




Zamontować obciążenie steroacutew momentem przegubowym od -05 Nm do 05 Nm

Załączyć kolejno obwody elektryczne wg poniższej sekwencji


minus to + 12 s ndash impuls zapłonu na zapłonnik PSS ndash przez obwoacuted PSS stanowiska St-1222

minus to + 12 s ndash podanie sygnału sterującego na stery

Dokonać zapisu elektronicznego zarejestrowanych sygnałoacutew


z wychwyceniem pocisku przy pomocy siatki

Zmontować przeciwlotniczy pocisk rakietowy w wyrzutni o następującej konfiguracji

(Etap III rys 715)

minus GSN ze zmianami w zakresie formy sygnału sterującego blokiem steroacutew

i zachowaniu sekwencji 0-1 s od inicjacji silnika startowego - sygnał maksymalny po

1 s ndash sygnał wg proporcjonalnego wychylania steroacutew

minus blok steroacutew G 1120000M zaelaborowany ładunkiem ŁPSS i ZPSS

minus przedział telemetryczny

minus makieta silnika marszowego z blokiem statecznikoacutew

minus silnik startowy G 1400000

minus wyrzutnia G 2000000

Przygotować do badań pomiaroacutew i rejestracji

minus mechanizm startowy G 4000000 (ze zmianami uwzgledniającymi wydłużoną

sekwencję od momentu podania impulsu na spłonkę baterii BTR-07 i spłonkę silnika

startowego)






Odpalić pocisk i zarejestrować wyniki badania

Uwaga Algorytm startu pocisku ustalono na podstawie wynikoacutew badań wg pkt

82218222 i 8223 niniejszej metodyki badań

Badania wykonano w trybie badań zgodnym z normą obronną NO-06-A1052005

118

73 Przeciwlotniczy pocisk rakietowy z przedziałem telemetrycznym zaelaborowany

w wyrzutni GROM-M Program badań strzelaniem

Program badań strzelaniem dotyczy rakiety przeciwlotniczej GROM-M wyposażonej

w hybrydowy blok steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychyleniem steroacutew z prze-

działem telemetrycznym zaelaborowany w etatowej wyrzutni Forma i treść niniejszego

programu badań określenia i oznaczenia są zgodne z normami obronnymi od NO-06-

A1012005 do NO-06-A1082005

Celem badań poligonowych była ocena rozwiązania technicznego demonstratora

przeciwlotniczego pocisku rakietowego w wyrzutni z blokiem steroacutew z elektrycznym

proporcjonalnym wychyleniem seroacutew wyposażonego w przedział telemetryczny (PPRTW)

przeznaczonego do przenośnego przeciwlotniczego zestawu rakietowego (PPZR) GROM-M

pod względem

minus poprawności działania (realizowanie przewidzianych funkcji)

minus sprawdzenia wytrzymałości konstrukcji w badaniach poligonowych strzelaniem

Miejsce badań

Centralny Poligon Wojsk Lądowych Drawsko Pomorskie

Wymagania techniczne

1 Zestaw i demonstrator PPR powinny funkcjonować prawidłowo podczas startu w czasie

lotu do celu i po uderzeniu w cel

minus przy starcie parametry przedstartowe powinny spełniać wymagania określone dla

wydania decyzji o podaniu sygnałoacutew startowych

minus odległość PPR od wyrzutni w chwili zadziałania silnika marszowego - lSM powinna być

nie mniejsza niż 55 m

minus prędkość średnia PPR między 3 s a 4 s lotu - vM powinna być nie mniejsza niż 580 ms

minus po starcie PPR powinien naprowadzać się na cel składowe uchyboacutew w układzie

wspoacutełrzędnych względnych (w płaszczyźnie poprzecznej do wektora prędkości PPR)

w warunkach badań poligonowych powinny mieścić się w obszarach podanych

w kolumnie 4 tabeli 85

minus niedopuszczalne jest rozerwanie silnika marszowego

2 Wyroby przeznaczone do strzelań powinny

minus posiadać orzeczenie potwierdzające zgodność z wymaganiami niniejszego programu

badań

minus przechodzić z wynikiem pozytywnym test na aparaturze kontrolno-pomiarowej (AKP)

RSKP oraz na stanowiskach eksperymentalnych uzyskując ocenę ogoacutelną określającą go

jako wyroacuteb sprawny

3 Wyroby G 1000TZWM powinny spełniać wymagania niniejszego programu badań

G1000TZWM PBS co powinno być potwierdzone odpowiednimi zapisami w orze-

czeniu

4 Wyroby G1000TZWM powinny spełniać wymagania dokumentacji konstrukcyjnej

119

Tabela 75

Uchyby dla warunkoacutew badań poligonowych

Lp Warunki badań

Określenie uchybu według rys 716

Położenie przyjęte za

kryterium trafienia celu


kryterium poprawnego

działania pocisku

1 2 3 4

1 Strzelanie do ICP w locie na

kursach zbliżania i oddalania Obszar O1 według rys 816 Obszar O2 według rys 816

2 Strzelanie do celu stacjonarnego

ICR-S (strzelanie wariantowe) Obszar O1 według rys 817 obszar O2 według rys 817

Zasady wykonania badań

Zasady ogoacutelne

minus Wyroby badano zgodnie z zasadami określonymi w niniejszym programie badań oraz

metodyką opracowaną przez instytucję obsługującą ośrodek poligonowy Badania

wykonuje instytucja obsługująca ośrodek poligonowy na terenie ośrodka poligonowego

minus W badaniach poligonowych wyroby poddaje się badaniom w proacutebie strzelaniem Inne

proacuteby polowe wykonuje się według odrębnych programoacutew badań

minus Wyroby do badań strzelaniem skompletowano zgodnie z wymaganiami programu badań

oraz dokumentacją konstrukcyjną

minus W proacutebce pobranej do badań strzelaniem przygotowano 2 sztuki wyroboacutew do proacuteb

z telemetrią montując w miejsce przedziału bojowego przedział telemetryczny

z urządzeniem pomiarowo-nadawczym wg dokumentacji konstrukcyjnej

Zakres badań

Zakres i kolejność proacuteb strzelaniem pociskoacutew na poligonie określa tabela 76

Tabela 76

Zakres i kolejność proacuteb w badaniach poligonowych

Lp Proacuteba

Numer punktu

wymagań

technicznych

warunkoacutew

badań

kryterioacute

w oceny

1 Sprawdzenie stanu dostawy

2 - -

2 Sprawdzenie sprawności technicznej modeli

wyroboacutew na AKP RSKP lub na stanowiskach

eksperymentalnych

-

-

3 Strzelanie do ICP na kursie zbliżania

(spotkanie)

1 2 21

4 Strzelanie do ICP na kursie oddalania ( pościg)

5 Strzelanie do celu stacjonarnego ICR-S

(strzelanie wariantowe)

1 4 41

120

Zestawienie charakterystyk obszaroacutew

ParametrObszar a

x

y (z)

O

O

1

2

2granica obszaru O

1granica obszaru O

a a

centrum indykacji

centrum obszaroacutew

a

a (a )

p

centrum indykacji

z

y

35 m 15 m 23 m

67 m 40 m 60 m

3 m

423 m

x y z xp

x

y

x

z

xy

z

vw

ay

za

granica obszaru O

granica obszaru O

1

2

a) b)

c)

Objaśnienia

x - oś prędkości względnej celu i pocisku (bdquo+rdquondash zgodny ze zwrotem prędkości

celu względem pocisku)

y - oś pionowa

z - oś pozioma

Δx Δy Δz - uchyby w osiach x y z

vw - wektor prędkości względnej

O1 - obszar stanowiący roacutewnoważny obrys celu prawdopodobieństwo trafienia

P = 100

O2 - obszar dla ktoacuterego prawdopodobieństwo trafienia P = 85

ax ay az - poacutełosie elips obszaroacutew rozrzutu w osiach x y z w układzie związanym

z prędkością względną

px - przesunięcie centrum elips w osi x

(∆119961 minus 119953119961)120784

119938119961120784

+∆119962120784

119938119962120784

+∆119963120784

119938119963120784

le 120783

Rys 716 Obszary rozrzutu uchyboacutew stanowiące kryterium oceny demonstratora PPR przy

strzelaniu do celu ruchomego

a) widok obszaroacutew w układzie celu (związanym z centrum indykacji) w płaszczyźnie poprzecznej do

prędkości pocisku (względnej) b) widok obszaroacutew w układzie celu (związanym z centrum indykacji)

w płaszczyznach roacutewnoległych do prędkości pocisku (względnej) c) układ wspoacutełrzędnych do

określenia obszaroacutew

121

Objaśnienia

Δy - uchyb w osi pionowej

Δz - uchyb w osi poziomej


P = 100 (kryterium trafienia)

O2 - obszar dla ktoacuterego prawdopodobieństwo trafienia P = 85 (kryterium

poprawnego działania)


strzelaniu do ICR-S

Kompletacja wyroboacutew

W badaniach poligonowych strzelaniem poddano proacutebom dwa wyroby z przedziałem

telemetrycznym ndash 2 sztuki

Kompletacja - wyroby z przedziałem telemetrycznym

Wyroby z przedziałem telemetrycznym zostaną skompletowane z następujących zespołoacutew

przedział kierowania (z blokiem steroacutew elektromechanicznym) przedział telemetryczny

silnik marszowy blok statecznikoacutew silnik startowy i wyrzutnia

122

Warunki prowadzenia badań

1 Warunki ogoacutelne

minus Do pomiaru parametroacutew i charakterystyk wyroboacutew stosowano zalegalizowane

przyrządy i aparaturę

minus Wszystkie proacuteby wykonywano w warunkach otoczenia jeśli szczegoacutełowe metodyki nie

stanowią inaczej przy następujących ograniczeniach

prędkość wiatru przyziemnego nie większa niż 25 ms

kąt między kierunkami na słońce i strzelania nie mniejszy niż 25o

natężenie promieniowania od tła ET(KS) nie większe niż 2 microWm2

Warunki normalne określono według normy NO-06-A1052005 punkt 222

minus W czasie proacuteb i sprawdzeń ściśle przestrzegano zasad BHP obowiązujących

w ośrodku poligonowym na stanowiskach badawczych i podczas eksploatacji

aparatury a w szczegoacutelności przepisoacutew dotyczących obchodzenia się z wyrobami

zawierającymi środki pirotechniczne i materiały wybuchowe Szczegoacutelną uwagę

zwroacutecono na ochronę przed oddziaływaniem statycznych ładunkoacutew elektrycznych

W czasie prac nie wymagających bezpośredniego dostępu do stykoacutew złącz (Zł2 i Zł3)

oraz podczas transportu i przechowywania wyroacuteb miał nałożone wszystkie pokrywki

i NBZ lub korek technologiczny Pokrywkę przednią nakładano dopiero po całkowitym

zatrzymaniu się obrotoacutew wirnika żyroskopu

minus Operatorzy obsługujący strzelania byli przeszkoleni zgodnie z obowiązującymi

przepisami i posiadali zezwolenie na prowadzenie strzelania wystawione przez

instytucję wykonującą badania poligonowe

minus W trakcie badań przestrzegano następujących zasad

czas nieprzerwanej pracy układu chłodzenia - 1 minuta przerwa w pracy 5 min

przy włączonym układzie chłodzenia niedopuszczalne jest zamykanie w GSN

zaworu wylotu azotu

minus Azot stosowany przy sprawdzeniach powinien spełniać następujące wymagania

czystość azotu ciekłego nie mniej niż 98 objętości

zawartość cząstek stałych powyżej 5 m - niedopuszczalna

temperatura punktu rosy azotu powinna wynosić nie więcej niż -65C przy ciśnieniu

147 MPa

minus Strzelania rakiety Grom wykonuje się do celoacutew nieruchomych ze stanowiska

stacjonarnego

minus W przypadku strzelania do celu z wysokotemperaturowym źroacutedłem promieniowania

(smugacze) wyłączyno układ selekcji zakłoacuteceń termicznych przez naciśnięcie przycisku

SELEKTOR na klawiaturze MS

minus W badaniach strzelaniem czas od nakłucia NBZ do momentu zejścia pocisku nie

powinien przekraczać 25 s

minus Strzelanie wykonuje się przy użyciu mechanizmu startowego dostosowanego do

wspoacutełpracy z komputerem i umożliwiającego rejestrację parametroacutew przedstartowych

oraz warunkoacutew podania sygnałoacutew startu

minus Natężenie promieniowania od celu tła i zakłoacuteceń rejestrowano przy pomocy przyrządu

123

do mierzenia natężenia promieniowania

2 Strzelanie do ICP na kursie zbliżania (na spotkanie)

minus rodzaj celu ruchomy z promiennikiem

minus rodzaj promiennika niskotemperaturowy lub wysokotemperaturowy

minus parametr celu 800 - 2000 m

minus wysokość celu na torze w chwili startu pocisku 300 - 600 m

minus prędkość celu w chwili spotkania z pociskiem 150 - 400 ms

minus natężenie promieniowania od celu

EC(KS) ge 8 μWm2 przy temperaturze otoczenia od -35oC do -11oC

EC(KS) ge 5 μWm2 przy temperaturze otoczenia od -10oC do +30oC

EC(KS) ge 8 μWm2 przy temperaturze otoczenia od +31oC do +50oC

minus tryb pracy GSN - S (spotkanie - nie naciska się przycisku S-P na wyrzutni)

minus mechanizm startowy MS G 4000000 dostosowany do wspoacutełpracy z komputerem

i zapisu parametroacutew przedstartowych

minus rodzaj pracy MS AUTOMAT

minus moment naciśnięcia na język spustowy przy odległości do celu 2000divide3000 m

21 Strzelanie do ICP na kursie zbliżania (na spotkanie) ndash kryteria oceny wymagania

wg tabeli 76

3 Strzelanie do ICP na kursie oddalania (w pościg)



minus parametr celu 1000divide2000 m

minus wysokość celu na torze w chwili startu pocisku 400divide1500 m

minus prędkość celu na parametrze 180divide360 ms

minus natężenie promieniowania od celu EC(KS) 40 μWm2

minus tryb pracy GSN P (pościg - nacisnąć przycisk S-P na wyrzutni)


minus moment naciśnięcia na język spustowy nie wcześniej niż 1 s po przejściu celu przez

parametr

31 Strzelanie do ICP na kursie oddalania (w pościg) ndash kryteria oceny - wymagania wg

tabeli 76

4 Strzelanie do celu stacjonarnego ICR-S w obecności zakłoacuteceń termicznych (strzelanie

wariantowe)

minus rodzaj celu nieruchomy promiennik z urządzeniem do wyrzucania zakłoacuteceń

termicznych (ICR-S)

minus rodzaj promiennika niskotemperaturowy

minus odległość do celu 1500divide 2000 m

minus wysokość celu nad ziemią 10divide12 m

minus natężenie promieniowania od celu EC(KS) 10 microWm2

124

minus podczas celowania pocisk plotn naprowadzano na cel z goacuternej poacutełsfery

minus tryb pracy GSN S (spotkanie - nie naciskać przycisku S-P na wyrzutni)

minus układ selekcji zakłoacuteceń termicznych WŁĄCZONY (nie wolno nacisnąć przycisku

SELEKTOR na MS)

minus rodzaj pracy MS RĘCZNY

minus moment naciśnięcia języka spustowego do oporu po uchwyceniu celu na 15 s przed

wyrzuceniem pierwszego zakłoacutecenia termicznego

minus charakterystyka zakłoacutecania

zakłoacutecenia termiczne wyrzucano po zejściu pocisku co 1 ndash 15 s

liczba wyrzucanych zakłoacuteceń termicznych 4 szt

stosunek natężenie promieniowania od zakłoacutecenia w stosunku do natężenia celu

powinien spełniać warunek EZ(KS)EC(KS) 8

typ zakłoacuteceń termicznych PPI-26 lub inne roacutewnoważne

41 Strzelanie do celu stacjonarnego w obecności zakłoacuteceń termicznych - kryteria oceny

minus wymagania wg tabeli 76

minus prędkość rakiety podczas trafienia w cel nie mniejsza niż 400 ms

minus wyboacuter celu realnego ignorowanie zakłoacuteceń

Zbieranie i przygotowanie danych z pomiaroacutew

Podczas badań strzelaniem zebrano dane określające następujące charakterystyki lotu

minus kierunkowa odległość do celu jego wysokość i parametr w chwili startu pocisku

minus odległość od stanowiska w chwili zadziałania silnika marszowego

minus czas pracy silnika marszowego

minus prędkość pocisku na torze lotu

minus prędkość kątowa linii wizowania i jej składowe

minus uchyby i ich składowe

minus kierunkowa odległość pocisku i jego wysokość w chwili spotkania z celem

minus kąt między kierunkiem wektora prędkości pocisku i kierunkiem linii wizowania

Na stanowisku startowym zebrano następujące dane do określenia parametroacutew

przedstartowych

minus natężenie promieniowania od celu EC(KS) i od tła ET(KS) podczas lotu pocisku

minus moment uruchomienia NBZ

minus moment osiągnięcia parametroacutew pracy

minus sygnały położenia języka spustowego (rozaretowanie zezwolenie na start)

minus sygnał wyłączenia selektora

minus prędkość kątowa śledzenia od momentu rozaretowania do startu

minus stosunek sygnałoacutew od celu i tła

minus sygnały z KS i KP

minus sygnał namiar

minus sygnał korekcja

minus sygnał aretowania

125

minus moment startu

minus informacja o stanie warunkoacutew startu

minus sygnał z przycisku S-P

Po zakończeniu badań sporządza się sprawozdanie z badań ktoacutere powinno zawierać

zestawienia zebranych danych i wynikoacutew wszystkich wykonanych proacuteb oraz wynik ogoacutelny

badań

Rys 718 Strefy bezpieczeństwa strzelań

74 Badania przedziału kierowania z demonstratorem bloku steroacutew z elektrycznym

proporcjonalnym wychylaniem steroacutew GROM-M

Obiektem badań jest przedział kierowania pocisku Przenośnego Przeciwlotniczego

Zestawu Rakietowego GROM-M wyposażony w demonstrator (model) bloku steroacutew z elek-

trycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew

126

Kompletacja pocisku Grom wyznaczonego do badań

Do badań przeznaczono 2 szt przedziału kierowania wyposażonego w demonstrator

bloku steroacutew elektromechanicznego wykonanego według opracowanej dokumentacji

konstrukcyjnej i 2 szt głowicy samonaprowadzającej GSN przystosowanej do wspoacutełpracy

z ww blokiem steroacutew Konfigurację przedziałoacutew kierowania przedstawiono w tabeli 77

Tabela 77

Konfiguracja przedziałoacutew kierowania przeznaczonych do badań

Lp Nr przedziału kierowania

G 1100000M

Nr bloku steroacutew elektro-

mechanicznego G 112000M

Nr GSN

G 1110000

Uwagi

1 059M 3 0410-059

2 070M 4 0410-070

Celem badań było

minus sprawdzenie charakterystyk taktycznych i technicznych przedziału kierowania na

aparaturze kontrolno-pomiarowej KPA-FKD


aparaturze kontrolno-pomiarowej KPA-FKU

Przebieg badań

Do badań zabezpieczono niezbędne wyposażenie i stanowiska KPA-FKD i KPA-FKU

W trakcie badań przedziałoacutew kierowania GROM-M zmontowanych zgodnie z dokumentacją

konstrukcyjną wykonano badania zgodnie z zapisami Warunkoacutew Technicznych ktoacuterych

zakres przedstawiono poniżej

Sprawdzenie charakterystyk taktycznych i technicznych na stanowisku KPA-FKD

Sprawdzenie wykonano zgodnie z instrukcją PK-I1 w zakresie poniższych wymagań

Rys 718 Stanowisko KPA-FKD

127

Pomiar wspoacutełczynnikoacutew sygnałoacutew kursu Kk i pochylenia Kp

Wymaganie wartość wspoacutełczynnikoacutew sygnałoacutew kursu Kk i pochylenia Kp kanału tachometru

przy ekwatorialnej prędkości kątowej ωe= 0 degs i częstotliwości obrotoacutew przedziału

kierowania f = 15 Hz powinna zawierać się w granicach plusmn 005

Wynik pomiaroacutew zgodny z wymaganiami

Pomiar wartości zmiany wspoacutełczynnika sygnału pochylenia ΔKp

Wymaganie zmiana wspoacutełczynnika sygnału pochylenia ΔKp w kanale tachometru przy

zmianie ekwatorialnej prędkości kątowej ωe stanowiska od +120os do -120os i częstotliwości

obrotoacutew przedziału kierowania f = 15 Hz powinna wynosić maks 01 przy tym zmiana

wspoacutełczynnika sygnału kursu ΔKp powinna wynosić 06 plusmn 01


Sprawdzenie charakterystyk taktycznych i technicznych na stanowisku KPA-FKU

Sprawdzenie wykonano zgodnie z instrukcja PK-I2 w zakresie poniższych wymagań

Rys 719 Stanowisko KPA-FKU

Rys 720 Przedział kierowania na stanowisku KPA-FKU

128

Sprawdzenie prędkości kątowej śledzenia celu

Wymaganie GSN w zestawie przedziału kierowania przy pracy z zewnętrznego

źroacutedła zasilania i odłączonym uzwojeniu zewnętrznym częstościomierza powinna zapewniać

następujące prędkości kątowe śledzenia

minus |ωs| le 4os w zwrocie dodatnim i ujemnym przy kącie namiaru N = +185o

częstotliwości obrotoacutew przedziału kierowania f = 15 Hz natężeniu napromieniowania

od celu Ec(KS) = 425 μWm2 dla kursoacutew zbliżania (w systemie S)



od celu Ec(KS) = 40 μWm2 dla kursoacutew oddalania (w systemie P)


Sprawdzenie maksymalnej prędkości kątowej śledzenia celu w obecności zakłoacuteceń

termalnych

Wymaganie moduł prędkości kątowej śledzenia |ωs| przy pracy z zewnętrznego źroacutedła

zasilania odłączonym uzwojeniu zewnętrznym częstościomierza włączonym selektorze

kącie namiaru N = +5o częstotliwości obrotoacutew przedziału kierowania f = 15 Hz powinien

wynosić minimum 4os przy natężeniu napromieniowania od celu Ec(KS) = 10 plusmn 2 μWm2 dla

kursoacutew zbliżania (w systemie S) po przejściu przez pole widzenia czterech imitatoroacutew

zakłoacuteceń jeden za drugim co 03 s w płaszczyźnie śledzenia ze względną prędkością kątową

ω = 1os przy warunku że

119864119911(119870119878)

119864119888(119870119878)= 10 plusmn 2

gdzie

Ez(KS) ndash natężenie napromieniowania od zakłoacutecenia (celu fałszywego)

Przy wyłączonym selektorze powinna nastąpić utrata celu przy obecności zakłoacuteceń

w polu widzenia GSN


Sprawdzenie wartości wspoacutełczynnikoacutew sygnałoacutew kursu Kk i pochylenia Kp

Wymaganie wartości wspoacutełczynnikoacutew sygnałoacutew przy częstotliwości obrotoacutew przedziału

kierowania f = 15 Hz powinny spełniać następujące warunki

a) przy prędkości kątowej śledzenia ωs = plusmn3os natężeniu napromieniowania od celu

Ec(KS) = 40 μWm2 i kącie namiaru N = +185o dla kursoacutew zbliżania (w systemie S)

minus w kanale pochylenia |ΔKp|le 01 ndash przy zmianie kierunku obrotoacutew stanowiska

minus w kanale kursu Kk le 09 przy kierunku obrotoacutew stanowiska w lewo (w prawo)

b) przy prędkości kątowej śledzenia ωs = plusmn 075os natężeniu napromieniowania od celu

Ec(KS) = 40 μWm 2 i namiarze N = +185o

minus w kanale kursu Kk = 06 plusmn 015 (Kk dla obliczenia warunku podanego w pkt d) przy

kierunku obrotoacutew stanowiska w lewo (w prawo)

c) przy prędkości kątowej śledzenia ωs = plusmn 15os natężeniu napromieniowania od celu

Ec(KS) = 40 μWm2 i namiarze N = +185o dla kursoacutew oddalania (w systemie P)

minus w kanale kursu Kk =055 plusmn 015 przy kierunku obrotoacutew stanowiska w lewo (w prawo)

129

d) przy prędkości kątowej śledzenia GSN ωs = 0os i kącie namiaru N = 30deg dla kursoacutew

zbliżania (w systemie S)

minus wartość modułu fałszywego wspoacutełczynnika sygnału

1198700 = radic1198701198962 + 119870119901

2

powinna wynosić nie więcej niż 23 Kk (wartość wspoacutełczynnika sygnału w kanale kursu

określona w pkt b dla obliczeń)

e) przy prędkości kątowej śledzenia ωs = 0os natężeniu napromieniowania od celu Ec(KS) =

40 μWm2 i namiarze N = 135o oraz braku sygnału zejścia (przy włączonym układzie

sterowania na odcinku początkowym) dla kursoacutew zbliżania (w systemie S)

minus w kanale kursu Kk le 088 przy kierunku obrotoacutew stanowiska w lewo

minus w kanale pochylenia Kp = 0 plusmn 015

po włączeniu sygnału zejścia (po wyłączeniu układu sterowania na odcinku początko-

wym) w ciągu 05divide30 s od momentu włączenia sygnału zejścia (wyłączenia układu

sterowania na odcinku początkowym)


minus w kanale pochylenia Kp le 033


75 Badania poligonowe przeciwlotniczego pocisku rakietowego GROM-M z demon-

stratorem bloku steroacutew z elektrycznym napędem

Obiekt badań

Obiektem badań jest pocisk przeciwlotniczy GROM-M wyposażony w demonstrator

bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew Pocisk rakietowy

posiada przedział telemetryczny w celu rejestracji parametroacutew pracy podzespołoacutew rakiety

przed startem i na trajektorii lotu

Kompletacja rakiety Grom przedstawionego do badań

Do badań przeznaczono 2 szt pociskoacutew rakietowych w wyrzutni wyposażonych

w demonstrator bloku steroacutew elektromechanicznego i przedział telemetryczny wykonanych

zgodnie z dokumentacją konstrukcyjną Konfiguracje wyroboacutew przedstawiono w tabeli 78

Tabela 78

Konfiguracja wyroboacutew GROM-M przeznaczonych do badań poligonowych

Lp Nr pocisku

G 1000

TZWM


mechanicznego

G 112000M

Nr GSN

G1110000

Nr

wyrzutni

Nr przedziału

telemetrycznego

1 059M 3 0410-059 1675 P 162011

2 070M 4 0410-070 1837 P 192011

130

Cel badań

Celem badań była ocena rozwiązania technicznego demonstratora przeciwlotniczego

pocisku rakietowego GROM-M w wyrzutni z blokiem steroacutew z elektrycznym proporcjonal-

nym wychylaniem steroacutew pod względem poprawności działania i wytrzymałości konstrukcji

w badaniach strzelaniem

Pociski rakietowe w wyrzutni wyposażone w demonstrator bloku steroacutew z napędem

elektrycznym oraz zawierające pokładowy przedział telemetryczny oceniano na podstawie

wymagań zawartych w programie badań strzelaniem Badania poligonowe przeprowadzono

w Ośrodku Badań Dynamicznych WITU na poligonie CSWL Drawsko Pomorskie

Przebieg badań

W trakcie badań pociskoacutew przeciwlotniczych GROM-M prowadzono strzelania

z zastosowaniem mechanizmu startowego G 4000000 nr produkcyjny 010 w następującej

kolejności

Strzał 1 ndash wyroacuteb nr 059M ndash strzelanie do celu poddźwiękowego ICP-89 z wysoko-

temperaturowym nabojem pirotechnicznym na kursie pościgowym z wyłączonym

selektorem w GSN


temperaturowym nabojem pirotechnicznym (flara) na kursie pościgowym z wyłączo-

nym selektorem w GSN

Wnioski z badań poligonowych

1 Przebieg badań i zarejestrowane wyniki proacuteb strzelaniem wskazują na prawidłowe

funkcjonowanie przedziału kierowania w zakresie pracy steroacutew oraz wypracowania

sygnałoacutew sterujących i poziomu wartości tych sygnałoacutew

2 Pomiary telemetryczne wykazały prawidłowe działanie układu sterowania na

początkowym odcinku lotu tjpodczas pracy prochowego silnika sterującego (PSS)

3 Wyniki pomiaroacutew telemetrycznych na dalszym odcinku lotu wykazały że uzyskano

wzrost prędkości maksymalnej pocisku o 50 ms w pierwszym strzale i 65 ms w drugim

strzale Wzrost prędkości maksymalnej pocisku z badanym blokiem steroacutew z napędem

elektrycznym wynosi 10 w stosunku do pocisku standardowego

131

8 Podsumowanie i wnioski

81 Analiza i ocena wynikoacutew badań oraz weryfikacja technologii wykonania i konstru-

kcji przedziału sterowania z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew

W wyniku analizy wynikoacutew badań parametroacutew użytkowych demonstratora bloku

steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew na stanowisku kontroli

parametroacutew SKPM-1 przeprowadzono demontaż bloku steroacutew w celu jego regulacji i korekty

wykonania elementoacutew Na zdemontowanych podzespołach przeprowadzono prace ktoacuterych

celem było zapewnienie wychylenia steroacutew do skrajnego położenia (skorygowano kształt

korpusu serwomechanizmu i elementoacutew przekładni mechanicznej) oraz regulacji położenia

potencjometru serwomechanizmu podającego sygnał położenia steroacutew (skorygowano

położenie potencjometru względem korpusu serwomechanizmu)

Wykorzystując wyniki badań poligonowych opracowano bdquoAnalizę układu rozdzielacza

PSS bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew rakiety GROM-Mrdquo

Celem analizy było poroacutewnanie nowego układu proporcjonalnego sterowania elektro-

mechanicznego z dotychczasowym układem gazodynamicznego sterowania przerzutowego

(PAC) zachowując w obu wersjach gazodynamiczny układ wspomagania sterowania w po-

cząstkowej fazie lotu (PSS) W analizie podano wymiary konstrukcyjne rozdzielacza gazoacutew

prochowych PSS i wielkość szczelin wypływu gazoacutew przy roacutewnych kątach wychylenia

steroacutew

Na podstawie wynikoacutew badań poligonowych w celu sprawdzenia poprawności

funkcjonowania demonstratora bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem

steroacutew opracowano program badań pn bdquoBlok steroacutew elektromechaniczny Program badań

modelu GROM-Mrdquo Program badań modelu bloku steroacutew elektromechanicznego obejmuje

swoim zakresem przeprowadzenie badań w trzech etapach

I Badania serwomechanizmu wraz z prochowym silnikiem sterującym (PSS) jako

podzespołoacutew bloku steroacutew

II Badania bloku steroacutew

III Badania strzelaniem pocisku wyposażonego w blok steroacutew elektromechaniczny

Badanie wg etapu I miało na celu sprawdzenie poprawności funkcjonowania układu

prochowego silnika sterującego (PSS) wspoacutełpracującego z serwomechanizmem w warunkach

symulacji jego pracy poprzez zasilanie sprężonym powietrzem

Etap II badań miał na celu sprawdzenie poprawności funkcjonowania bloku steroacutew przy

zasilaniu układu PSS sprężonym powietrzem z uruchomionym pokładowym źroacutedłem

zasilania ktoacutere stanowi bateria termiczna oraz sprawdzenie poprawności funkcjonowania

bloku steroacutew przy zasilaniu układu PSS gazami prochowymi pochodzącymi z ładunku PSS

z jednoczesnym uruchomieniem baterii termicznej

Etap III badań miał na celu sprawdzenie poprawności funkcjonowania przedziału

kierowania (GSN z blokiem steroacutew) pocisku przeciwlotniczego w momencie startu rakiety

i wyjścia z wyrzutni w proacutebie strzelaniem

Na podstawie doświadczenia z montażu demonstratora przedziału sterowania

i wynikoacutew prowadzonych badań wprowadzono korektę dokumentacji konstrukcyjnej w zakre-

132

sie wykonania części podzespołoacutew i ich montażu w zespołach wyższego rzędu

Wprowadzone zmiany dotyczą

układu rozdzielacza gazoacutew prochowych i zespołu dysz PSS

wykonania elementoacutew serwomechanizmu takich jak korpus goleń elementy przekładni

mechanicznej

montażu wzmacniacza tachometru w obudowie bloku steroacutew

82 Analiza układu rozdzielacza PSS bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym

wychylaniem steroacutew

Analizę przeprowadzono posiłkując się opracowanie ZEK WAT [43] W opracowaniu

przedstawiono analizę wymiarową konstrukcji elementoacutew rozdzielacza prochowego silnika

sterującego (PSS) oraz wspoacutełpracę ww elementoacutew

W tabeli 81 przedstawiono zakres zasadniczych zmian w układzie rozdzielacza gazoacutew

prochowych PSS tj w korpusie serwomechanizmu i tulejce rozdzielacza elektromecha-

nicznego bloku steroacutew

W tabeli 82 przedstawiono schemat wspoacutełpracy elementoacutew rozdzielacza gazoacutew PSS

w oparciu o korpus serwomechanizmu i tulejkę elektromechanicznego bloku steroacutew oraz

poroacutewnano z analogicznie wspoacutełpracującymi elementami w bloku steroacutew pierwotnym

W analizie posłużono się charakterystycznymi wartościami kąta wychylenia steroacutew

przedstawionymi w opracowaniu [43] Analizę przeprowadzono dla wymiaroacutew nominalnych

obu elementoacutew

Tabela 81

Poroacutewnanie wymiaroacutew rozdzielacza PPS bloku steroacutew elektromechanicznego

133

Tabela 82

Analiza pracy rozdzielacza PPS bloku steroacutew (dla wymiaroacutew nominalnych)

Jak wynika z analizy przedstawionej w tabeli 82 w układzie rozdzielacza PSS przed

zmianami konstrukcyjnymi szerokość otworu wypływu gazoacutew prochowych wynosi 0246

mm a po zmianach ten sam wymiar ma wartość 062 mm w każdym z otworoacutew rozdzielacza

gazoacutew PSS przy zerowym kącie wychylenia steroacutew (w rozwiązaniu konstrukcyjnym

pierwotnego bloku steroacutew szerokość tego otworu wynosi 0587 mm) W kolejnych fazach

wychylenia steroacutew szerokość otworu wylotowego gazoacutew PSS odpowiednio wzrasta

w stosunku do rozwiązania przed zmianami

Minimalny luz w rozdzielaczu gazu PSS określany w opracowaniu [18] jako minimalna

szczelina przewidziana konstrukcyjnie wynoszący 005 mm a maksymalnie 0076 mm

w pierwotnym bloku steroacutew wynika z tolerancji pasowania tulejki rozdzielającej gaz i otworu

w obudowie siłownika Analogiczny luz wynikający z pasowania tych samych elementoacutew

w bloku steroacutew elektromechanicznym wynosi minimum 0006 mm i maksymalnie 0035 mm

134

83 WNIOSKI KOŃCOWE

Przedmiotem rozprawy było rozwiązanie zagadnienia sterowania proporcjonalnego

przenośnym przeciwlotniczym zestawem rakietowym GROM-M polegającym na płynnym

wychylaniu się steroacutew w odpowiednim kierunku w zależności od potrzebnej wartości siły

sterującej Zastosowanie takiego rozwiązania w układach napędu steroacutew eliminuje dotychczas

stosowane sterowanie jednokanałowe w postaci steroacutew przerzutowych

Realizując cel rozprawy wykonano

analizę wspoacutełczesnych zestawoacutew przeciwlotniczych bardzo kroacutetkiego zasięgu wykorzy-

stywane w nich systemy sterowania rodzaje napędoacutew steroacutew oraz stosowane metody

naprowadzania

opracowanie modelu matematycznego dynamiki lotu lekkiej rakiety przeciwlotniczej

sterowanej proporcjonalnie oraz sterami przerzutowym

analizę i optymalizację rozwiązań technicznych i konstrukcyjnych przedziału sterowania


opracowanie modelu matematycznego i metody kontroli parametroacutew przedziału sterowania


opracowanie demonstratora bloku steroacutew z elektrycznym proporcjonalnym wychylaniem

steroacutew



Z rezultatoacutew przeprowadzonych prac badawczych wynikają następujące wnioski

1 Przedstawione w rozprawie doktorskiej wyniki badań demonstratora bloku steroacutew z elektrycz-

nym proporcjonalnym wychylaniem steroacutew potwierdziły celowość jego konstrukcji i budowy

a także prawidłowość kierunku rozwoju pocisku przeciwlotniczego klasy MANPADS

2 Przeprowadzone badania poligonowe wykazały że pocisk przeciwlotniczy GROM

z elektrycznym napędem steroacutew uzyskał większą o 10 prędkość maksymalną w stosunku do

pocisku standardowego co zwiększa strefę rażenia zestawu przeciwlotniczego GROM

3 Zastąpienie układu przerzucania steroacutew w położenia skrajne w dotychczasowym bloku

sterowania pocisku GROM elektrycznym układem sterowania pozwoliła usunąć dodatkową

akustyczną składową zakłoacuteceń wnoszoną ruchami steroacutew w obwoacuted kierowania koordynatorem

głowicy samonaprowadzającej co skutkuje poprawą dokładności naprowadzania pocisku

GROM na cel powietrzny

4 Poroacutewnanie dotychczasowego sterowania przerzutowego w pocisku GROM z zaproponowa-

nym w rozprawie płynnym wychylaniem steroacutew w zależności od potrzebnej wartości siły

sterującej wykazało przewagę nowego rozwiązania technicznego pod względem uzyskanych

parametroacutew bojowych poboru mocy elektrycznej i niezawodności pracy

135

LITERATURA

[1]

Tamberg S Tendencje rozwojowe przenośnych przeciwlotniczych zestawoacutew

rakietowych Materiały VI Międzynarodowej Konferencji Uzbrojeniowej

bdquoNaukowe aspekty techniki uzbrojeniardquo Waplewo 2006

[2] Maślanka S Przeciwlotnicze zestawy rakietowe a zagrożenie powietrzne

Przegląd Sił Powietrznych maj 2008 r

[3]

Sienicki K Podciechowski M Przeciwlotnicze zestawy rakietowe bliskiego

i średniego zasięgu Nowoczesne technologie systemoacutew uzbrojenia ndash monografia

pod redakcją gen prof Z Mierczyka WAT 2010 s 429divide445

[4]

Noga J Motyl K Zygmunt B Sienicki K Puzewicz Z Blaim Z Analiza

możliwości niszczenia pociskoacutew manewrujących przez zestawy MANPADS

rozdział w monografii pt Wyzwania i rozwoacutej obrony powietrznej

Rzeczypospolitej Polskiej ndash obronność RP XXI wieku Wydawnictwo Akademii

Sztuki Wojennej Rembertoacutew 2018 str 265divide294

[5] Kiński A Sowieckie przeciwlotnicze przenośne zestawy rakietowe cz I NTW

1199

[6] Kiński A Sowieckie przeciwlotnicze przenośne zestawy rakietowe cz II NTW

1299

[7]

Przenośny przeciwlotniczy zestaw rakietowy 9K32M (Strzała-2M) Opis

i użytkowanie Ministerstwo Obrony Narodowej Szefostwo Służby Uzbrojenia

i Elektroniki Warszawa 1975

[8] 9К32М ЗРК Стрела-2М Переносной зенитный комплекс Стрела-2М

(9К32М)

[9] 9К34 ЗРК Стрела-3 Памятка стрелку изделия 9К34rdquo 1977

[10] httpenwikipediaorgwiki9K38_Igla

[11] Акулов В И Байдаков А Г Васильев bdquoТехническая подготовка командира

взвода пзрк 9К38 laquoИглаraquo ИЕrdquo Томском 2011

[12] httpwwwkbmruenproductionpzrk362html dostęp 2019-04-03

[13] Cieślikowska M Moskalewicz M Nowe technologie w zestawie

przeciwlotniczym Grom Raport WTO 999

[14] Przenośny przeciwlotniczy zestaw rakietowy GROM Instrukcja Cz 1 Budowa

i użytkowanie zestawu Dowoacutedztwo Wojsk Lądowych Warszawa 2009

[15] httpplwikipediaorgwikiGrom_(przeciwlotniczy_zestaw_rakietowy)

[16] httpenwikipediaorgwikiMan-portable_air-defense_systems

[17]

Noga J Motyl K Makowski M Zygmunt B Puzewicz Z A Concept for

Striking Range Improvement of the GROMPIORUN Man-Portable Air-Defence

System Problemy Mechatroniki Vol 8 nr 1(27) 2017 s 55divide70

[18]

Noga J Motyl K Sienicki K Zygmunt B Puzewicz Z Koncepcja zmian

parametroacutew balistycznych PPZR Grom do zwalczania pociskoacutew manewrujących

Problemy Mechatroniki Vol 8 nr 4(30) 2017 s 111divide122

136

[19]

Noga J Motyl K Sienicki K Zygmunt B Puzewicz Z Problemy wykrywania

i zwalczania pociskoacutew manewrujących typu Cruise Konferencja Naukowo-

Techniczna Radiolokacji Konferencja Urządzenia i Systemy Radiolokacyjne

14divide16112017

[20]

Noga J Motyl K Sienicki K Zygmunt B Puzewicz Z Interception and

combat of cruise missles by GROM MANPADS Proceedings of SPIE (Society of

photo-optical instrumentation engineers) Vol 10715 2018 s 6 ISBN

9781510619968

[21] httpwwwarmy-technologycomprojectsmistral-missile

[22] httpwwweliteukforcesinfoweaponsjavelin dostęp 2019-04-03

[23] httpzonwarrugranatometpzrkJavelinhtml dostęp 2019-04-03

[24] httpenwikipediaorgwikiFIM-92_Stinger

[25] httpwwwmilitary-quotescomforumswedish-rbs-70-missile-drawings-

t20753html dostęp 2019-04-03

[26] aquellasarmasdeguerrawordpresscom20111217el-misil-blowpipe-britanico

dostęp 2019-04-03

[27] httpzonwarrugranatometpzrkStarstreakhtml dostęp 2019-04-03

[28] httpwwwthinkdefencecoukuk-complex-weaponsstarstreak-high-velocity-

missile-hvm dostęp 2019-04-03

[29] Демидов В П Кутыев Н С Управление зенитными ракеами Военное

Издательство Москва 1989

[30] Дмитриевский A A Баллистика и навигация ракет Машиностроение

Москва 1985

[31] Лебедевм A A Чернобровкин Л С Динамика полета Машиностроение

Москва 1973

[32]

Vogt R Głębocki R Jednokanałowy nieciągły w działaniu system

naprowadzania obiektu latającego do celu VIII Ogoacutelnopolska Konferencja

bdquoMechanika w lotnictwierdquo Warszawa 1998

[33] Коростелев О П Теоретические основы проектирования ствольных

управляемых ракет Киев Издателъство Defence Express Library 2007

[34] Dmitrijewskij A A Ballistika i nawigacija rakiet Maszinostrojenije Moskwa

1985

[35] Vogt R Sterowanie statkoacutew powietrznych Wydawnictwo Politechniki Warszaw-

skiej Warszawa 1987

[36] Koruba Z Osiecki J W Budowa dynamika i nawigacja wybranych broni

precyzyjnego rażenia Wydawnictwo Politechniki Świętokrzyskiej Kielce 2006

[37] Derek A Systemy sterowania rakiet WAT Warszawa 1979

[38]

Vogt R Głębocki R Dynamika lotu przy nieciągłych impulsowych wymu-

szeniach sterujących VII Ogoacutelnopolska Konferencja bdquoMechanika w lotnictwierdquo

Warszawa 1996

[39] Głębocki R Dynamika impulsowego naprowadzania małych obiektoacutew przy

pomocy rakietowych silnikoacutew korekcyjnych Rozprawa doktorska Politechnika

137

Warszawska MEiL Warszawa 2000

[40] Głębocki R Vogt R Systemy sterowania lotem bomb i pociskoacutew inteligentnych

Automation 2009 Pomiary Automatyka Robotyka 22019 s 667divide676

[41] McCorkle WC Future missile system trends (US) and their impact on aero-

dynamic technology RTO NATO publication 2008

[42]

Gapiński D Krzysztofik I Koruba Z Multi-channel passive short-range anti-

aircraft defence system Mechanical Systems and Signal Processing 98 2018 s

802-815

[43]

Opracowanie ZEK WAT Pomiary telemetryczne rakiet z modelami silnikoacutew

marszowych i modelami blokoacutew sterowania z układem elektrycznym propor-

cjonalnego wychylania steroacutew Praca zbiorowa pod red J Nogi 2012

1_Wstęp_20_09_2019

2_Część teoretyczna_20_09_2019

3_Część konstrukcyjno_technologiczna_20_09_2019

4_Część eksperymentalna_20_09_2019

5_Podsumowanie_20_09_2019

6_Literatura_20_09_2019

2

Podziękowania

Prof dr hab inż Zbigniewowi Puzewiczowi ndash za zainteresowanie mnie problematyką

przenośnych przeciwlotniczych zestawoacutew rakietowych bardzo kroacutetkiego zasięgu

możliwościami jej praktycznego zastosowania w polskich siłach zbrojnych wskazanie

interesującego tematu pracy oraz wszechstronną pomoc

dr hab inż Janowi Owsikowi ndash za wspoacutełpracę w realizacji tematu pracy prowadzeniu

badań oraz w wyjaśnianiu metod diagnostycznych stosowanych w badaniach

Zespołowi BUMAR Amunicja w osobach inż Andrzej Piątek Dyrektor ds Techniczno-

Produkcyjnych mgr inż Maciej Moskalewicz Dyrektor Zespołu Konstrukcyjnego Andrzej

Patek Kierownik Działu Rozwoju i Wdrożeń za pomoc techniczną w konstrukcji

demonstratora oraz udostępnieniu aparatury pomiarowej do przeprowadzenia badań

3

SPIS TREŚCI


1 WSTĘP 9

11 Wprowadzenie 9

12 Cel pracy 9

13 Tezy pracy 10




2



21 Wprowadzenie 12








29 Podsumowanie 41

3



31 Wprowadzenie 43






35 Podsumowanie 61


4




63







73






4





















7



101























5
















129

8





132




9


6


A Oznaczenia











fazie lotu






B INDEKSY







C SKROacuteTY

















7











PB - program badań




8



steroacutew























9

1 WSTĘP

11 Wprowadzenie






mikroprocesorowych





12 Cel pracy









przedstawiono







i przerzutowym






elektrycznym




10







aerodynamiczne











13 TEZA PRACY












szczegoacutelności










11
















projektu






steroacutew




sterowania






12



zasięgu

21 Wprowadzenie







francuską Mistral



polską GROM






13


GENERACJI





cel [7-8]



















14













































15













































16







do przenoszenia



17








Tabela 21


pierwszej generacji


























18





























19











































20





























21













































22













23






























24
















25





9 ndash sztucer




























26





























27












żyroskopu












28





























29



nicznie












30


































31















a) b)

















32
























33









wadzającej



B ndash występ














34




























35


głowicy bojowej




Tabela 22
















[ms] 600 600 600 650 660







zakłoacuteceń

044-059 045-063 - gt06 07



zakłoacuteceniami

lt01 031 - 04 -


36






się na cel









zbliżeniowego
















37














Javelin [22 23]



























celu



38













lecących




















Redeye










39
























40










pocisku rakietowego







Redeye


























41





















29 Podsumowanie



42













































43



bojowych [4 17-20]


rakietowymi

31 Wprowadzenie




























kierunek działania








44





















y

z

y

z

a)

b)

45













poziomej









33)











1

-1

14 28 42 560

rad

70

w1middot t1

46







119865119894 = 1198801 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894 minus 120583) + 1198802 ∙ sin(2 ∙ 1205961 ∙ 119905119894) + 1198803 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894) (31)

gdzie

1198801= 1198960 ∙ ℎ


1198802= 119888119900119899119904119905


0 le 1198801le 2 ∙ 1198802

1198803= 119888119900119899119904119905



podłużnej


y

z

Y

P

C

Z

h

47










H = 1 gdy 0iF

H = -1 gdy 0iF












zmienić








y

t0 t2

t1

z

t11

t22 t00

t3

t33

48


































ℎ = 119863 ∙ 119904119894119899120576 (32)






przez czas




49























119865119890119891119910 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199051

0

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 +int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)

(33) 119865119890119891119911 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)

12059311199051

0

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 + int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)










6165




50




























51






























52












































53

































54


do zera



śledzenia















rys 310








namiaru (pelengu)




55
























56
























57




















1-4 4

1-5 Sektory 2

1-l-4

1 i 4-3

1-2







sterowania
















58











59









































60












61



35 Podsumowanie




obrotu rakiety







62



steroacutew





mikroprocesorami




63















- obudowy






składający się z


- zapłonnika


















64













technicznych







kontrolnego






wynikoacutew badań

Tabela 41



pneumatycznych

Blok z napędem

elektrycznym

Uwagi




07 s

min 1 s



- w temp +50degC

- w temp -35degC

gt11 s

gt14 s

min 60 s



przekaźnikowe


proporcjonalne




jest

bd

Realne

technicznie



jest bd Realne

technicznie

65

Tabela 42


Lp

Nazwa zespołu

Oznaczenie

w bloku steroacutew

G1120000

Oznaczenie

w bloku z

napędem

elektrycznym

Uwagi

1



- komorę

- ładunek prochowy

- zapłonnik

- przewody rurkowe

G1127000 -

2



G1122000




6



7



Tabela 43



1



trafienia w cel

2








procesorowym











66
















prowadzającą








materiałowej



















67






































68

Tabela 44


Kombinowa

ne sposoby

sterowania

Sterowanie

wektorowe ciągiem

silnika z

wykorzystaniem fali

uderzeniowej


uderzeniowej

Wydmuch

gazu na

obudowę

urządzenia

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z dy

szą kąto

wą

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z gazo

dy

nam

icznym

sterem

Sp

ojlery

zewn

ętrzne

Sp

ojlery

wew

nętrzn

e

Sp

ojlery

ku

bełk

ow

e

Wtry

sk g

azu p

łyn

neg

o

Naw

iew g

azu

Ob

roacutet p

on

addźw

ięko

wej części

dy

szy

Ob

roacutet p

od

dźw

ięko

wej części

dy

szy

Dy

sze obro

tow

e

Stery

gazo

we w

ewn

ętrzne

Stery

gazo

we zew

nętrzn

e

Blo

k w

ielod

yszo

wy

Dy

sze z uk

ośn

ym

wylo

tem

Kąto

we d

ysze o

bro

tow

e

Deflek

tory

Ob

roacutet g

łoacutew

neg

o siln

ika

Ob

roacutet siln

ikoacute

w k

orek

cyjn

ych

Wy

dm

uch

gazu

z niezależn

ego

gen

eratora g

azu

Wy

dm

uch

gazu

z silnik

a

























69







urządzeń AGDS

Tabela 45


Wywiew gazu

na obudowę

Wywiew gazu z

silnika

Cechy Zalety Wady

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi


sterujących

Wywiew gazu z

niezależnego

generatora gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Zwiększenie wagi z

powodu generatora

gazu

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej


korekcyjnych

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Skomplikowana

konstrukcja duża

waga


silnika

Tworzenie sił


kanałach do 40 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Duża waga

ograniczenie

sterowania

Deflektory

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi

Małe wysiłki

odchylenia

Zanieczyszczenie i


Kątowe dysze

obrotowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Duży zakres

odchylenia sił

sterujących


Dysze ze ściętym

wylotem

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Ograniczona masa

Mała prędkość


uszczelnień

Blok

wielodyszowy

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Proste i łatwe

sterowanie


ciągu

Zewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 15 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

70

Wewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Dysze obrotowe

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej

Obroacutet

poddźwiękowej

części dyszy

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Obroacutet w

ponaddźwiękowej

części dyszy



kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

z

wykorzystanie

m fali

uderzeniowej

Nawiew gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Skomplikowana

konstrukcja

Wtrysk gazu

płynnego

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Zwiększenie siły

sterującej dzięki

wtryskowi

utleniacza

Skomplikowana

konstrukcja

Spojlery kubłowe

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


zawiasowe

Spojlery

wewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi


przy niewielkich

powierzchniach

sterujących

Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Spojlery

zewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Kombinowane

metody

sterowania

Ster aerodyna-

miczny połączony

ze sterem gazo-

dynamicznym



20 od osi

Mniejsza masa

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Ster aerodyna-

miczny połączony

z dyszą kątową



20 od osi


Ster

aerodynamiczny

połączony z

gazowym

urządzeniem

rozdzielającym

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

mniejsza masa

Skomplikowana

konstrukcja

71











































72


gazu

































AGDS






i łożysk

73

















dla zestawu GROM





















0




74




przekraczać 3 dB







przekraczać 150











0 plusmn 001 V






- robocza + 500

- maksymalna + 650


- robocza - 400

- maksymalna - 500




baterii - min 099






75


i przechowywania

































montażowych





76























trybie









obronnymi i STANAG




77



51 Wprowadzenie

































tryb statyczny






78







dynamicznym








sterowania






(inercyjnym)












moment zawiasowy










79


sterowania







co kontrolować

jak kontrolować

kiedy kontrolować


























użytkownika





80


kontroli


sterowania




jakości obiektu


























AL









81



























82

















120575119911119886119889 = 119860 ∙ sin(120596 ∙ 119905) (51)

gdzie




t - czas bieżący




= 119860 ∙ 120596 ∙ cos(120596 ∙ 119905)

Dla 119860 = 20119900 120596 = 2 ∙ 120587 ∙ 15 asymp 100119904minus1 = 2000119900119887119903119904









83















sterowania








119875ℎ119886119903119898 = 05 ∙ 1198602 ∙ 120596 ∙ |119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| ∙ [minus119879119890119896119908 ∙ 120596 ∙ 119904119894119892119899(119870119911 + 1198690 ∙ 120596

2) + radic1 + 1198791198901198961199082 ∙ 1205962] (52)

gdzie






119875119908 ge 119875ℎ119886119903119898





zera

84

|119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| asymp 0 (53)

gdzie

119870119911 = 119870119911119886 + 119870119904119900





















85















kolejności






120596119904119903 =1

119879int 120596(119905)119889119905 =

119879

0

4 ∙ 1198600 ∙ 119899 (54)

gdzie




86


120596119898119886119909 = 2 ∙ 120587 ∙ 1198600 ∙ 119899 (55)


elektrycznego

119875119908 =119872119908 ∙ 120596119898119886119909

4

(56)




(57) (58)

119895119898119886119909 =119880119911119886119904

119862119890 ∙ 120596119898119886119909

(57)

119895119898119894119899 =119872119898119886119909 ∙ 119877119905119880119911119886119904 ∙ 119862119872

(58)

gdzie







119895119898119886119909 gt 119895 gt 119895119898119894119899



119870119911 = 1198690 ∙ 1205962 asymp 2 ∙ 120587 ∙ 1198992 ∙ 119869119905 ∙ 119895

2

gdzie










87


- wzmacniacza mocy












aperiodyczny












88





(59divide536)

иwtct RRRR (59)

otd JjJJ 2 (510)

t

tt

R

LТ (511)

psz

spszs

pszpsz

sign )(50 (512)

f

wewewe

Тdt

d 0 (513)

pszwe (514)

2

11

Tdt

d (515)

11

12 Tdt

d (516)

222

221

12

2

12

)(

0

dlasignU

dlaU

dla

U

zas

zasss

(517)

t

t

ct

еss

t

Т

iR

jСU

dt

di

1

(518)

2

махtмахtogr

t

iiiii

(519)

jniСМ ogr

tмs (520)

szo КM (521)

trtrtr МКМ (522)


opd МММ (524)

21jJ

Me

t

s (525)

89

o

d

I

Me 2

(526)

d

ot

J

JjJ 2

2

13

(527)

)(1( 221 h

dt

dsignsignK

(528)



)(1( 21

4h

dt

d

dt

dsignsignK s

(531)

1311

31 )1()( eК

J

J

dt

dRQK

dt

d

d

osc

(532)

))1()(1()( 222232

2

13

2

QKKeКJ

jJ

dt

dRQK

dt

d

d

tsc (533)

2

dt

d s (534)

)()1()1( 3323 cc

d

dsc QKКQJ

ММKK

dt

d

(535)

311211 ))(( QKvsign

dt

dss

s

(536)














ogr






90








w ruchu i bezruchu




















- sygnał błędu





Q - odwrotność h







91















i T2=00007 s

Wnioski









1

2

3

M [Nm]

W [0s]

3500

3000

3500

2000

1500

1000

500

0 05 1 15 2 25 3 350

92

















w osi steru


stopni






















93


gorsze niż










w mianowniku





94




61 Wprowadzenie














GROM




95





i sterującymi



96












rys 63 i 64













97






















98

119872 = radic5 ∙ [(119901119900

119901119904119905)

27frasl

minus 1] (61)




119902 = 07 ∙ 1198722 ∙ 119901119904119905 (62)





67000 Nm2




112x106 do 226x106














119909119879 =05087

1 1 1 1 ndash 0



Rodzaj steroacutew


Rodzaj korpusu


99




stopni


w tabeli 61








Tabela 61


γ M

deg 05 08 10 115 20

Korpus

1000 0 235205 235204 235203 235202 235604

Korp + Pnoś 0 235103 235102 235104 235105 235605

1001 45 235109 235108 235107 235106 235606

δ=0o

1111-0 0

234802

234805 234801 234803 234804 235607

δ =0deg

1111-45 45 234807 234806 234808 234809 235608

δ =0deg

1111-90 90 234813 234812 234811 234810 235609

δ =5deg

1111-0 0

234910

234914

234909

234913 234911 234912 235701

δ =10deg

1111-0 0 234908 234907 234906 234905 235702

δ =15deg

1111-0 0

234814

234902 234901 234903 234904 235703

δ =0o-D

1011-45 45 235111 235110 235112 235201 235704






100




































∆119872 = radic(120597119872

1205971198750)

2

∙ ∆11987502 + (

120597119872

120597119875119904119905)

2

∙ ∆1198751199041199052

(63)

101

gdzie (120597119872

1205971198750) (

120597119872





120575119872 =∆119872

119872∙ 100

(64)

Tabela 62


M ΔM 120633119924

050 00028 056

060 00023 038

070 00019 027

080 00017 021

090 00015 017

095 00015 016

100 00014 014

105 00014 013

110 00014 013

115 00014 012

Wnioski












711 Obiekt badań



102










103






- bateria termiczna







względem










i stanowisko SKPM-1

712 Przebieg badań





104















105








106







Wymagania




Tabela 73








107




















wynosić max 15deg


108










serwomechanizmu










Tabela 74







15deg



109
















w pkt 7211 7212 7213 7214














wymagania to







minus korpus


p=43plusmn04 MPa



110


Nm do 05 Nm












111


BTR-07










z baterii BTR-07



112






















z baterii BTR-07

















BTR- 07



113


gorącym gazem











114















silnik startowy

wyrzutnia
















115



116

















z baterii BTR-07

















z baterii BTR-07






117


sterujący)















(Etap III rys 715)












startowego)










118







A1012005 do NO-06-A1082005





pod względem



Miejsce badań

















badań






czeniu


119

Tabela 75


Lp Warunki badań






działania pocisku

1 2 3 4






Zasady ogoacutelne











Zakres badań


Tabela 76


Lp Proacuteba

Numer punktu

wymagań

technicznych

warunkoacutew

badań

kryterioacute

w oceny


2 - -



eksperymentalnych

-

-


(spotkanie)

1 2 21




1 4 41

120


ParametrObszar a

x

y (z)

O

O

1

2

2granica obszaru O

1granica obszaru O

a a

centrum indykacji


a

a (a )

p

centrum indykacji

z

y

35 m 15 m 23 m

67 m 40 m 60 m

3 m

423 m

x y z xp

x

y

x

z

xy

z

vw

ay

za

granica obszaru O

granica obszaru O

1

2

a) b)

c)

Objaśnienia



y - oś pionowa

z - oś pozioma




P = 100





(∆119961 minus 119953119961)120784

119938119961120784

+∆119962120784

119938119962120784

+∆119963120784

119938119963120784

le 120783







121

Objaśnienia








strzelaniu do ICR-S








122


























zaworu wylotu azotu





147 MPa


stacjonarnego










123


















wg tabeli 76











parametr


tabeli 76


wariantowe)


termicznych (ICR-S)





124




SELEKTOR na MS)

























przedstartowych












125

minus moment startu





badań







126






Tabela 77



G 1100000M



Nr GSN

G 1110000

Uwagi

1 059M 3 0410-059

2 070M 4 0410-070

Celem badań było





Przebieg badań








127
















128













termalnych








119864119911(119870119878)

119864119888(119870119878)= 10 plusmn 2

gdzie



w polu widzenia GSN
















129




1198700 = radic1198701198962 + 119870119901

2
















Obiekt badań









Tabela 78


Lp Nr pocisku

G 1000

TZWM


mechanicznego

G 112000M

Nr GSN

G1110000

Nr

wyrzutni

Nr przedziału

telemetrycznego

1 059M 3 0410-059 1675 P 162011

2 070M 4 0410-070 1837 P 192011

130

Cel badań









Przebieg badań



kolejności



selektorem w GSN














131



















steroacutew























132





mechanicznej















obu elementoacutew

Tabela 81


133

Tabela 82














134

83 WNIOSKI KOŃCOWE









naprowadzania








steroacutew



















135

LITERATURA

[1]






[3]




[4]







1199


1299

[7]





(9К32М)












[17]




[18]




136

[19]




14divide16112017

[20]




9781510619968






t20753html dostęp 2019-04-03


dostęp 2019-04-03







Москва 1985


Москва 1973

[32]







1985


skiej Warszawa 1987




[38]



Warszawa 1996



137






[42]



802-815

[43]




1_Wstęp_20_09_2019






3

SPIS TREŚCI


1 WSTĘP 9

11 Wprowadzenie 9

12 Cel pracy 9

13 Tezy pracy 10




2



21 Wprowadzenie 12








29 Podsumowanie 41

3



31 Wprowadzenie 43






35 Podsumowanie 61


4




63







73






4





















7



101























5
















129

8





132




9


6


A Oznaczenia











fazie lotu






B INDEKSY







C SKROacuteTY

















7











PB - program badań




8



steroacutew























9

1 WSTĘP

11 Wprowadzenie






mikroprocesorowych





12 Cel pracy









przedstawiono







i przerzutowym






elektrycznym




10







aerodynamiczne











13 TEZA PRACY












szczegoacutelności










11
















projektu






steroacutew




sterowania






12



zasięgu

21 Wprowadzenie







francuską Mistral



polską GROM






13


GENERACJI





cel [7-8]



















14













































15













































16







do przenoszenia



17








Tabela 21


pierwszej generacji


























18





























19











































20





























21













































22













23






























24
















25





9 ndash sztucer




























26





























27












żyroskopu












28





























29



nicznie












30


































31















a) b)

















32
























33









wadzającej



B ndash występ














34




























35


głowicy bojowej




Tabela 22
















[ms] 600 600 600 650 660







zakłoacuteceń

044-059 045-063 - gt06 07



zakłoacuteceniami

lt01 031 - 04 -


36






się na cel









zbliżeniowego
















37














Javelin [22 23]



























celu



38













lecących




















Redeye










39
























40










pocisku rakietowego







Redeye


























41





















29 Podsumowanie



42













































43



bojowych [4 17-20]


rakietowymi

31 Wprowadzenie




























kierunek działania








44





















y

z

y

z

a)

b)

45













poziomej









33)











1

-1

14 28 42 560

rad

70

w1middot t1

46







119865119894 = 1198801 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894 minus 120583) + 1198802 ∙ sin(2 ∙ 1205961 ∙ 119905119894) + 1198803 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894) (31)

gdzie

1198801= 1198960 ∙ ℎ


1198802= 119888119900119899119904119905


0 le 1198801le 2 ∙ 1198802

1198803= 119888119900119899119904119905



podłużnej


y

z

Y

P

C

Z

h

47










H = 1 gdy 0iF

H = -1 gdy 0iF












zmienić








y

t0 t2

t1

z

t11

t22 t00

t3

t33

48


































ℎ = 119863 ∙ 119904119894119899120576 (32)






przez czas




49























119865119890119891119910 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199051

0

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 +int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)

(33) 119865119890119891119911 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)

12059311199051

0

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 + int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)










6165




50




























51






























52












































53

































54


do zera



śledzenia















rys 310








namiaru (pelengu)




55
























56
























57




















1-4 4

1-5 Sektory 2

1-l-4

1 i 4-3

1-2







sterowania
















58











59









































60












61



35 Podsumowanie




obrotu rakiety







62



steroacutew





mikroprocesorami




63















- obudowy






składający się z


- zapłonnika


















64













technicznych







kontrolnego






wynikoacutew badań

Tabela 41



pneumatycznych

Blok z napędem

elektrycznym

Uwagi




07 s

min 1 s



- w temp +50degC

- w temp -35degC

gt11 s

gt14 s

min 60 s



przekaźnikowe


proporcjonalne




jest

bd

Realne

technicznie



jest bd Realne

technicznie

65

Tabela 42


Lp

Nazwa zespołu

Oznaczenie

w bloku steroacutew

G1120000

Oznaczenie

w bloku z

napędem

elektrycznym

Uwagi

1



- komorę

- ładunek prochowy

- zapłonnik

- przewody rurkowe

G1127000 -

2



G1122000




6



7



Tabela 43



1



trafienia w cel

2








procesorowym











66
















prowadzającą








materiałowej



















67






































68

Tabela 44


Kombinowa

ne sposoby

sterowania

Sterowanie

wektorowe ciągiem

silnika z

wykorzystaniem fali

uderzeniowej


uderzeniowej

Wydmuch

gazu na

obudowę

urządzenia

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z dy

szą kąto

wą

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z gazo

dy

nam

icznym

sterem

Sp

ojlery

zewn

ętrzne

Sp

ojlery

wew

nętrzn

e

Sp

ojlery

ku

bełk

ow

e

Wtry

sk g

azu p

łyn

neg

o

Naw

iew g

azu

Ob

roacutet p

on

addźw

ięko

wej części

dy

szy

Ob

roacutet p

od

dźw

ięko

wej części

dy

szy

Dy

sze obro

tow

e

Stery

gazo

we w

ewn

ętrzne

Stery

gazo

we zew

nętrzn

e

Blo

k w

ielod

yszo

wy

Dy

sze z uk

ośn

ym

wylo

tem

Kąto

we d

ysze o

bro

tow

e

Deflek

tory

Ob

roacutet g

łoacutew

neg

o siln

ika

Ob

roacutet siln

ikoacute

w k

orek

cyjn

ych

Wy

dm

uch

gazu

z niezależn

ego

gen

eratora g

azu

Wy

dm

uch

gazu

z silnik

a

























69







urządzeń AGDS

Tabela 45


Wywiew gazu

na obudowę

Wywiew gazu z

silnika

Cechy Zalety Wady

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi


sterujących

Wywiew gazu z

niezależnego

generatora gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Zwiększenie wagi z

powodu generatora

gazu

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej


korekcyjnych

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Skomplikowana

konstrukcja duża

waga


silnika

Tworzenie sił


kanałach do 40 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Duża waga

ograniczenie

sterowania

Deflektory

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi

Małe wysiłki

odchylenia

Zanieczyszczenie i


Kątowe dysze

obrotowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Duży zakres

odchylenia sił

sterujących


Dysze ze ściętym

wylotem

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Ograniczona masa

Mała prędkość


uszczelnień

Blok

wielodyszowy

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Proste i łatwe

sterowanie


ciągu

Zewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 15 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

70

Wewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Dysze obrotowe

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej

Obroacutet

poddźwiękowej

części dyszy

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Obroacutet w

ponaddźwiękowej

części dyszy



kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

z

wykorzystanie

m fali

uderzeniowej

Nawiew gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Skomplikowana

konstrukcja

Wtrysk gazu

płynnego

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Zwiększenie siły

sterującej dzięki

wtryskowi

utleniacza

Skomplikowana

konstrukcja

Spojlery kubłowe

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


zawiasowe

Spojlery

wewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi


przy niewielkich

powierzchniach

sterujących

Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Spojlery

zewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Kombinowane

metody

sterowania

Ster aerodyna-

miczny połączony

ze sterem gazo-

dynamicznym



20 od osi

Mniejsza masa

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Ster aerodyna-

miczny połączony

z dyszą kątową



20 od osi


Ster

aerodynamiczny

połączony z

gazowym

urządzeniem

rozdzielającym

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

mniejsza masa

Skomplikowana

konstrukcja

71











































72


gazu

































AGDS






i łożysk

73

















dla zestawu GROM





















0




74




przekraczać 3 dB







przekraczać 150











0 plusmn 001 V






- robocza + 500

- maksymalna + 650


- robocza - 400

- maksymalna - 500




baterii - min 099






75


i przechowywania

































montażowych





76























trybie









obronnymi i STANAG




77



51 Wprowadzenie

































tryb statyczny






78







dynamicznym








sterowania






(inercyjnym)












moment zawiasowy










79


sterowania







co kontrolować

jak kontrolować

kiedy kontrolować


























użytkownika





80


kontroli


sterowania




jakości obiektu


























AL









81



























82

















120575119911119886119889 = 119860 ∙ sin(120596 ∙ 119905) (51)

gdzie




t - czas bieżący




= 119860 ∙ 120596 ∙ cos(120596 ∙ 119905)

Dla 119860 = 20119900 120596 = 2 ∙ 120587 ∙ 15 asymp 100119904minus1 = 2000119900119887119903119904









83















sterowania








119875ℎ119886119903119898 = 05 ∙ 1198602 ∙ 120596 ∙ |119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| ∙ [minus119879119890119896119908 ∙ 120596 ∙ 119904119894119892119899(119870119911 + 1198690 ∙ 120596

2) + radic1 + 1198791198901198961199082 ∙ 1205962] (52)

gdzie






119875119908 ge 119875ℎ119886119903119898





zera

84

|119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| asymp 0 (53)

gdzie

119870119911 = 119870119911119886 + 119870119904119900





















85















kolejności






120596119904119903 =1

119879int 120596(119905)119889119905 =

119879

0

4 ∙ 1198600 ∙ 119899 (54)

gdzie




86


120596119898119886119909 = 2 ∙ 120587 ∙ 1198600 ∙ 119899 (55)


elektrycznego

119875119908 =119872119908 ∙ 120596119898119886119909

4

(56)




(57) (58)

119895119898119886119909 =119880119911119886119904

119862119890 ∙ 120596119898119886119909

(57)

119895119898119894119899 =119872119898119886119909 ∙ 119877119905119880119911119886119904 ∙ 119862119872

(58)

gdzie







119895119898119886119909 gt 119895 gt 119895119898119894119899



119870119911 = 1198690 ∙ 1205962 asymp 2 ∙ 120587 ∙ 1198992 ∙ 119869119905 ∙ 119895

2

gdzie










87


- wzmacniacza mocy












aperiodyczny












88





(59divide536)

иwtct RRRR (59)

otd JjJJ 2 (510)

t

tt

R

LТ (511)

psz

spszs

pszpsz

sign )(50 (512)

f

wewewe

Тdt

d 0 (513)

pszwe (514)

2

11

Tdt

d (515)

11

12 Tdt

d (516)

222

221

12

2

12

)(

0

dlasignU

dlaU

dla

U

zas

zasss

(517)

t

t

ct

еss

t

Т

iR

jСU

dt

di

1

(518)

2

махtмахtogr

t

iiiii

(519)

jniСМ ogr

tмs (520)

szo КM (521)

trtrtr МКМ (522)


opd МММ (524)

21jJ

Me

t

s (525)

89

o

d

I

Me 2

(526)

d

ot

J

JjJ 2

2

13

(527)

)(1( 221 h

dt

dsignsignK

(528)



)(1( 21

4h

dt

d

dt

dsignsignK s

(531)

1311

31 )1()( eК

J

J

dt

dRQK

dt

d

d

osc

(532)

))1()(1()( 222232

2

13

2

QKKeКJ

jJ

dt

dRQK

dt

d

d

tsc (533)

2

dt

d s (534)

)()1()1( 3323 cc

d

dsc QKКQJ

ММKK

dt

d

(535)

311211 ))(( QKvsign

dt

dss

s

(536)














ogr






90








w ruchu i bezruchu




















- sygnał błędu





Q - odwrotność h







91















i T2=00007 s

Wnioski









1

2

3

M [Nm]

W [0s]

3500

3000

3500

2000

1500

1000

500

0 05 1 15 2 25 3 350

92

















w osi steru


stopni






















93


gorsze niż










w mianowniku





94




61 Wprowadzenie














GROM




95





i sterującymi



96












rys 63 i 64













97






















98

119872 = radic5 ∙ [(119901119900

119901119904119905)

27frasl

minus 1] (61)




119902 = 07 ∙ 1198722 ∙ 119901119904119905 (62)





67000 Nm2




112x106 do 226x106














119909119879 =05087

1 1 1 1 ndash 0



Rodzaj steroacutew


Rodzaj korpusu


99




stopni


w tabeli 61








Tabela 61


γ M

deg 05 08 10 115 20

Korpus

1000 0 235205 235204 235203 235202 235604

Korp + Pnoś 0 235103 235102 235104 235105 235605

1001 45 235109 235108 235107 235106 235606

δ=0o

1111-0 0

234802

234805 234801 234803 234804 235607

δ =0deg

1111-45 45 234807 234806 234808 234809 235608

δ =0deg

1111-90 90 234813 234812 234811 234810 235609

δ =5deg

1111-0 0

234910

234914

234909

234913 234911 234912 235701

δ =10deg

1111-0 0 234908 234907 234906 234905 235702

δ =15deg

1111-0 0

234814

234902 234901 234903 234904 235703

δ =0o-D

1011-45 45 235111 235110 235112 235201 235704






100




































∆119872 = radic(120597119872

1205971198750)

2

∙ ∆11987502 + (

120597119872

120597119875119904119905)

2

∙ ∆1198751199041199052

(63)

101

gdzie (120597119872

1205971198750) (

120597119872





120575119872 =∆119872

119872∙ 100

(64)

Tabela 62


M ΔM 120633119924

050 00028 056

060 00023 038

070 00019 027

080 00017 021

090 00015 017

095 00015 016

100 00014 014

105 00014 013

110 00014 013

115 00014 012

Wnioski












711 Obiekt badań



102










103






- bateria termiczna







względem










i stanowisko SKPM-1

712 Przebieg badań





104















105








106







Wymagania




Tabela 73








107




















wynosić max 15deg


108










serwomechanizmu










Tabela 74







15deg



109
















w pkt 7211 7212 7213 7214














wymagania to







minus korpus


p=43plusmn04 MPa



110


Nm do 05 Nm












111


BTR-07










z baterii BTR-07



112






















z baterii BTR-07

















BTR- 07



113


gorącym gazem











114















silnik startowy

wyrzutnia
















115



116

















z baterii BTR-07

















z baterii BTR-07






117


sterujący)















(Etap III rys 715)












startowego)










118







A1012005 do NO-06-A1082005





pod względem



Miejsce badań

















badań






czeniu


119

Tabela 75


Lp Warunki badań






działania pocisku

1 2 3 4






Zasady ogoacutelne











Zakres badań


Tabela 76


Lp Proacuteba

Numer punktu

wymagań

technicznych

warunkoacutew

badań

kryterioacute

w oceny


2 - -



eksperymentalnych

-

-


(spotkanie)

1 2 21




1 4 41

120


ParametrObszar a

x

y (z)

O

O

1

2

2granica obszaru O

1granica obszaru O

a a

centrum indykacji


a

a (a )

p

centrum indykacji

z

y

35 m 15 m 23 m

67 m 40 m 60 m

3 m

423 m

x y z xp

x

y

x

z

xy

z

vw

ay

za

granica obszaru O

granica obszaru O

1

2

a) b)

c)

Objaśnienia



y - oś pionowa

z - oś pozioma




P = 100





(∆119961 minus 119953119961)120784

119938119961120784

+∆119962120784

119938119962120784

+∆119963120784

119938119963120784

le 120783







121

Objaśnienia








strzelaniu do ICR-S








122


























zaworu wylotu azotu





147 MPa


stacjonarnego










123


















wg tabeli 76











parametr


tabeli 76


wariantowe)


termicznych (ICR-S)





124




SELEKTOR na MS)

























przedstartowych












125

minus moment startu





badań







126






Tabela 77



G 1100000M



Nr GSN

G 1110000

Uwagi

1 059M 3 0410-059

2 070M 4 0410-070

Celem badań było





Przebieg badań








127
















128













termalnych








119864119911(119870119878)

119864119888(119870119878)= 10 plusmn 2

gdzie



w polu widzenia GSN
















129




1198700 = radic1198701198962 + 119870119901

2
















Obiekt badań









Tabela 78


Lp Nr pocisku

G 1000

TZWM


mechanicznego

G 112000M

Nr GSN

G1110000

Nr

wyrzutni

Nr przedziału

telemetrycznego

1 059M 3 0410-059 1675 P 162011

2 070M 4 0410-070 1837 P 192011

130

Cel badań









Przebieg badań



kolejności



selektorem w GSN














131



















steroacutew























132





mechanicznej















obu elementoacutew

Tabela 81


133

Tabela 82














134

83 WNIOSKI KOŃCOWE









naprowadzania








steroacutew



















135

LITERATURA

[1]






[3]




[4]







1199


1299

[7]





(9К32М)












[17]




[18]




136

[19]




14divide16112017

[20]




9781510619968






t20753html dostęp 2019-04-03


dostęp 2019-04-03







Москва 1985


Москва 1973

[32]







1985


skiej Warszawa 1987




[38]



Warszawa 1996



137






[42]



802-815

[43]




1_Wstęp_20_09_2019






4





















7



101























5
















129

8





132




9


6


A Oznaczenia











fazie lotu






B INDEKSY







C SKROacuteTY

















7











PB - program badań




8



steroacutew























9

1 WSTĘP

11 Wprowadzenie






mikroprocesorowych





12 Cel pracy









przedstawiono







i przerzutowym






elektrycznym




10







aerodynamiczne











13 TEZA PRACY












szczegoacutelności










11
















projektu






steroacutew




sterowania






12



zasięgu

21 Wprowadzenie







francuską Mistral



polską GROM






13


GENERACJI





cel [7-8]



















14













































15













































16







do przenoszenia



17








Tabela 21


pierwszej generacji


























18





























19











































20





























21













































22













23






























24
















25





9 ndash sztucer




























26





























27












żyroskopu












28





























29



nicznie












30


































31















a) b)

















32
























33









wadzającej



B ndash występ














34




























35


głowicy bojowej




Tabela 22
















[ms] 600 600 600 650 660







zakłoacuteceń

044-059 045-063 - gt06 07



zakłoacuteceniami

lt01 031 - 04 -


36






się na cel









zbliżeniowego
















37














Javelin [22 23]



























celu



38













lecących




















Redeye










39
























40










pocisku rakietowego







Redeye


























41





















29 Podsumowanie



42













































43



bojowych [4 17-20]


rakietowymi

31 Wprowadzenie




























kierunek działania








44





















y

z

y

z

a)

b)

45













poziomej









33)











1

-1

14 28 42 560

rad

70

w1middot t1

46







119865119894 = 1198801 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894 minus 120583) + 1198802 ∙ sin(2 ∙ 1205961 ∙ 119905119894) + 1198803 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894) (31)

gdzie

1198801= 1198960 ∙ ℎ


1198802= 119888119900119899119904119905


0 le 1198801le 2 ∙ 1198802

1198803= 119888119900119899119904119905



podłużnej


y

z

Y

P

C

Z

h

47










H = 1 gdy 0iF

H = -1 gdy 0iF












zmienić








y

t0 t2

t1

z

t11

t22 t00

t3

t33

48


































ℎ = 119863 ∙ 119904119894119899120576 (32)






przez czas




49























119865119890119891119910 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199051

0

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 +int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)

(33) 119865119890119891119911 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)

12059311199051

0

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 + int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)










6165




50




























51






























52












































53

































54


do zera



śledzenia















rys 310








namiaru (pelengu)




55
























56
























57




















1-4 4

1-5 Sektory 2

1-l-4

1 i 4-3

1-2







sterowania
















58











59









































60












61



35 Podsumowanie




obrotu rakiety







62



steroacutew





mikroprocesorami




63















- obudowy






składający się z


- zapłonnika


















64













technicznych







kontrolnego






wynikoacutew badań

Tabela 41



pneumatycznych

Blok z napędem

elektrycznym

Uwagi




07 s

min 1 s



- w temp +50degC

- w temp -35degC

gt11 s

gt14 s

min 60 s



przekaźnikowe


proporcjonalne




jest

bd

Realne

technicznie



jest bd Realne

technicznie

65

Tabela 42


Lp

Nazwa zespołu

Oznaczenie

w bloku steroacutew

G1120000

Oznaczenie

w bloku z

napędem

elektrycznym

Uwagi

1



- komorę

- ładunek prochowy

- zapłonnik

- przewody rurkowe

G1127000 -

2



G1122000




6



7



Tabela 43



1



trafienia w cel

2








procesorowym











66
















prowadzającą








materiałowej



















67






































68

Tabela 44


Kombinowa

ne sposoby

sterowania

Sterowanie

wektorowe ciągiem

silnika z

wykorzystaniem fali

uderzeniowej


uderzeniowej

Wydmuch

gazu na

obudowę

urządzenia

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z dy

szą kąto

wą

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z gazo

dy

nam

icznym

sterem

Sp

ojlery

zewn

ętrzne

Sp

ojlery

wew

nętrzn

e

Sp

ojlery

ku

bełk

ow

e

Wtry

sk g

azu p

łyn

neg

o

Naw

iew g

azu

Ob

roacutet p

on

addźw

ięko

wej części

dy

szy

Ob

roacutet p

od

dźw

ięko

wej części

dy

szy

Dy

sze obro

tow

e

Stery

gazo

we w

ewn

ętrzne

Stery

gazo

we zew

nętrzn

e

Blo

k w

ielod

yszo

wy

Dy

sze z uk

ośn

ym

wylo

tem

Kąto

we d

ysze o

bro

tow

e

Deflek

tory

Ob

roacutet g

łoacutew

neg

o siln

ika

Ob

roacutet siln

ikoacute

w k

orek

cyjn

ych

Wy

dm

uch

gazu

z niezależn

ego

gen

eratora g

azu

Wy

dm

uch

gazu

z silnik

a

























69







urządzeń AGDS

Tabela 45


Wywiew gazu

na obudowę

Wywiew gazu z

silnika

Cechy Zalety Wady

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi


sterujących

Wywiew gazu z

niezależnego

generatora gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Zwiększenie wagi z

powodu generatora

gazu

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej


korekcyjnych

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Skomplikowana

konstrukcja duża

waga


silnika

Tworzenie sił


kanałach do 40 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Duża waga

ograniczenie

sterowania

Deflektory

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi

Małe wysiłki

odchylenia

Zanieczyszczenie i


Kątowe dysze

obrotowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Duży zakres

odchylenia sił

sterujących


Dysze ze ściętym

wylotem

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Ograniczona masa

Mała prędkość


uszczelnień

Blok

wielodyszowy

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Proste i łatwe

sterowanie


ciągu

Zewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 15 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

70

Wewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Dysze obrotowe

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej

Obroacutet

poddźwiękowej

części dyszy

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Obroacutet w

ponaddźwiękowej

części dyszy



kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

z

wykorzystanie

m fali

uderzeniowej

Nawiew gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Skomplikowana

konstrukcja

Wtrysk gazu

płynnego

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Zwiększenie siły

sterującej dzięki

wtryskowi

utleniacza

Skomplikowana

konstrukcja

Spojlery kubłowe

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


zawiasowe

Spojlery

wewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi


przy niewielkich

powierzchniach

sterujących

Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Spojlery

zewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Kombinowane

metody

sterowania

Ster aerodyna-

miczny połączony

ze sterem gazo-

dynamicznym



20 od osi

Mniejsza masa

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Ster aerodyna-

miczny połączony

z dyszą kątową



20 od osi


Ster

aerodynamiczny

połączony z

gazowym

urządzeniem

rozdzielającym

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

mniejsza masa

Skomplikowana

konstrukcja

71











































72


gazu

































AGDS






i łożysk

73

















dla zestawu GROM





















0




74




przekraczać 3 dB







przekraczać 150











0 plusmn 001 V






- robocza + 500

- maksymalna + 650


- robocza - 400

- maksymalna - 500




baterii - min 099






75


i przechowywania

































montażowych





76























trybie









obronnymi i STANAG




77



51 Wprowadzenie

































tryb statyczny






78







dynamicznym








sterowania






(inercyjnym)












moment zawiasowy










79


sterowania







co kontrolować

jak kontrolować

kiedy kontrolować


























użytkownika





80


kontroli


sterowania




jakości obiektu


























AL









81



























82

















120575119911119886119889 = 119860 ∙ sin(120596 ∙ 119905) (51)

gdzie




t - czas bieżący




= 119860 ∙ 120596 ∙ cos(120596 ∙ 119905)

Dla 119860 = 20119900 120596 = 2 ∙ 120587 ∙ 15 asymp 100119904minus1 = 2000119900119887119903119904









83















sterowania








119875ℎ119886119903119898 = 05 ∙ 1198602 ∙ 120596 ∙ |119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| ∙ [minus119879119890119896119908 ∙ 120596 ∙ 119904119894119892119899(119870119911 + 1198690 ∙ 120596

2) + radic1 + 1198791198901198961199082 ∙ 1205962] (52)

gdzie






119875119908 ge 119875ℎ119886119903119898





zera

84

|119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| asymp 0 (53)

gdzie

119870119911 = 119870119911119886 + 119870119904119900





















85















kolejności






120596119904119903 =1

119879int 120596(119905)119889119905 =

119879

0

4 ∙ 1198600 ∙ 119899 (54)

gdzie




86


120596119898119886119909 = 2 ∙ 120587 ∙ 1198600 ∙ 119899 (55)


elektrycznego

119875119908 =119872119908 ∙ 120596119898119886119909

4

(56)




(57) (58)

119895119898119886119909 =119880119911119886119904

119862119890 ∙ 120596119898119886119909

(57)

119895119898119894119899 =119872119898119886119909 ∙ 119877119905119880119911119886119904 ∙ 119862119872

(58)

gdzie







119895119898119886119909 gt 119895 gt 119895119898119894119899



119870119911 = 1198690 ∙ 1205962 asymp 2 ∙ 120587 ∙ 1198992 ∙ 119869119905 ∙ 119895

2

gdzie










87


- wzmacniacza mocy












aperiodyczny












88





(59divide536)

иwtct RRRR (59)

otd JjJJ 2 (510)

t

tt

R

LТ (511)

psz

spszs

pszpsz

sign )(50 (512)

f

wewewe

Тdt

d 0 (513)

pszwe (514)

2

11

Tdt

d (515)

11

12 Tdt

d (516)

222

221

12

2

12

)(

0

dlasignU

dlaU

dla

U

zas

zasss

(517)

t

t

ct

еss

t

Т

iR

jСU

dt

di

1

(518)

2

махtмахtogr

t

iiiii

(519)

jniСМ ogr

tмs (520)

szo КM (521)

trtrtr МКМ (522)


opd МММ (524)

21jJ

Me

t

s (525)

89

o

d

I

Me 2

(526)

d

ot

J

JjJ 2

2

13

(527)

)(1( 221 h

dt

dsignsignK

(528)



)(1( 21

4h

dt

d

dt

dsignsignK s

(531)

1311

31 )1()( eК

J

J

dt

dRQK

dt

d

d

osc

(532)

))1()(1()( 222232

2

13

2

QKKeКJ

jJ

dt

dRQK

dt

d

d

tsc (533)

2

dt

d s (534)

)()1()1( 3323 cc

d

dsc QKКQJ

ММKK

dt

d

(535)

311211 ))(( QKvsign

dt

dss

s

(536)














ogr






90








w ruchu i bezruchu




















- sygnał błędu





Q - odwrotność h







91















i T2=00007 s

Wnioski









1

2

3

M [Nm]

W [0s]

3500

3000

3500

2000

1500

1000

500

0 05 1 15 2 25 3 350

92

















w osi steru


stopni






















93


gorsze niż










w mianowniku





94




61 Wprowadzenie














GROM




95





i sterującymi



96












rys 63 i 64













97






















98

119872 = radic5 ∙ [(119901119900

119901119904119905)

27frasl

minus 1] (61)




119902 = 07 ∙ 1198722 ∙ 119901119904119905 (62)





67000 Nm2




112x106 do 226x106














119909119879 =05087

1 1 1 1 ndash 0



Rodzaj steroacutew


Rodzaj korpusu


99




stopni


w tabeli 61








Tabela 61


γ M

deg 05 08 10 115 20

Korpus

1000 0 235205 235204 235203 235202 235604

Korp + Pnoś 0 235103 235102 235104 235105 235605

1001 45 235109 235108 235107 235106 235606

δ=0o

1111-0 0

234802

234805 234801 234803 234804 235607

δ =0deg

1111-45 45 234807 234806 234808 234809 235608

δ =0deg

1111-90 90 234813 234812 234811 234810 235609

δ =5deg

1111-0 0

234910

234914

234909

234913 234911 234912 235701

δ =10deg

1111-0 0 234908 234907 234906 234905 235702

δ =15deg

1111-0 0

234814

234902 234901 234903 234904 235703

δ =0o-D

1011-45 45 235111 235110 235112 235201 235704






100




































∆119872 = radic(120597119872

1205971198750)

2

∙ ∆11987502 + (

120597119872

120597119875119904119905)

2

∙ ∆1198751199041199052

(63)

101

gdzie (120597119872

1205971198750) (

120597119872





120575119872 =∆119872

119872∙ 100

(64)

Tabela 62


M ΔM 120633119924

050 00028 056

060 00023 038

070 00019 027

080 00017 021

090 00015 017

095 00015 016

100 00014 014

105 00014 013

110 00014 013

115 00014 012

Wnioski












711 Obiekt badań



102










103






- bateria termiczna







względem










i stanowisko SKPM-1

712 Przebieg badań





104















105








106







Wymagania




Tabela 73








107




















wynosić max 15deg


108










serwomechanizmu










Tabela 74







15deg



109
















w pkt 7211 7212 7213 7214














wymagania to







minus korpus


p=43plusmn04 MPa



110


Nm do 05 Nm












111


BTR-07










z baterii BTR-07



112






















z baterii BTR-07

















BTR- 07



113


gorącym gazem











114















silnik startowy

wyrzutnia
















115



116

















z baterii BTR-07

















z baterii BTR-07






117


sterujący)















(Etap III rys 715)












startowego)










118







A1012005 do NO-06-A1082005





pod względem



Miejsce badań

















badań






czeniu


119

Tabela 75


Lp Warunki badań






działania pocisku

1 2 3 4






Zasady ogoacutelne











Zakres badań


Tabela 76


Lp Proacuteba

Numer punktu

wymagań

technicznych

warunkoacutew

badań

kryterioacute

w oceny


2 - -



eksperymentalnych

-

-


(spotkanie)

1 2 21




1 4 41

120


ParametrObszar a

x

y (z)

O

O

1

2

2granica obszaru O

1granica obszaru O

a a

centrum indykacji


a

a (a )

p

centrum indykacji

z

y

35 m 15 m 23 m

67 m 40 m 60 m

3 m

423 m

x y z xp

x

y

x

z

xy

z

vw

ay

za

granica obszaru O

granica obszaru O

1

2

a) b)

c)

Objaśnienia



y - oś pionowa

z - oś pozioma




P = 100





(∆119961 minus 119953119961)120784

119938119961120784

+∆119962120784

119938119962120784

+∆119963120784

119938119963120784

le 120783







121

Objaśnienia








strzelaniu do ICR-S








122


























zaworu wylotu azotu





147 MPa


stacjonarnego










123


















wg tabeli 76











parametr


tabeli 76


wariantowe)


termicznych (ICR-S)





124




SELEKTOR na MS)

























przedstartowych












125

minus moment startu





badań







126






Tabela 77



G 1100000M



Nr GSN

G 1110000

Uwagi

1 059M 3 0410-059

2 070M 4 0410-070

Celem badań było





Przebieg badań








127
















128













termalnych








119864119911(119870119878)

119864119888(119870119878)= 10 plusmn 2

gdzie



w polu widzenia GSN
















129




1198700 = radic1198701198962 + 119870119901

2
















Obiekt badań









Tabela 78


Lp Nr pocisku

G 1000

TZWM


mechanicznego

G 112000M

Nr GSN

G1110000

Nr

wyrzutni

Nr przedziału

telemetrycznego

1 059M 3 0410-059 1675 P 162011

2 070M 4 0410-070 1837 P 192011

130

Cel badań









Przebieg badań



kolejności



selektorem w GSN














131



















steroacutew























132





mechanicznej















obu elementoacutew

Tabela 81


133

Tabela 82














134

83 WNIOSKI KOŃCOWE









naprowadzania








steroacutew



















135

LITERATURA

[1]






[3]




[4]







1199


1299

[7]





(9К32М)












[17]




[18]




136

[19]




14divide16112017

[20]




9781510619968






t20753html dostęp 2019-04-03


dostęp 2019-04-03







Москва 1985


Москва 1973

[32]







1985


skiej Warszawa 1987




[38]



Warszawa 1996



137






[42]



802-815

[43]




1_Wstęp_20_09_2019






5
















129

8





132




9


6


A Oznaczenia











fazie lotu






B INDEKSY







C SKROacuteTY

















7











PB - program badań




8



steroacutew























9

1 WSTĘP

11 Wprowadzenie






mikroprocesorowych





12 Cel pracy









przedstawiono







i przerzutowym






elektrycznym




10







aerodynamiczne











13 TEZA PRACY












szczegoacutelności










11
















projektu






steroacutew




sterowania






12



zasięgu

21 Wprowadzenie







francuską Mistral



polską GROM






13


GENERACJI





cel [7-8]



















14













































15













































16







do przenoszenia



17








Tabela 21


pierwszej generacji


























18





























19











































20





























21













































22













23






























24
















25





9 ndash sztucer




























26





























27












żyroskopu












28





























29



nicznie












30


































31















a) b)

















32
























33









wadzającej



B ndash występ














34




























35


głowicy bojowej




Tabela 22
















[ms] 600 600 600 650 660







zakłoacuteceń

044-059 045-063 - gt06 07



zakłoacuteceniami

lt01 031 - 04 -


36






się na cel









zbliżeniowego
















37














Javelin [22 23]



























celu



38













lecących




















Redeye










39
























40










pocisku rakietowego







Redeye


























41





















29 Podsumowanie



42













































43



bojowych [4 17-20]


rakietowymi

31 Wprowadzenie




























kierunek działania








44





















y

z

y

z

a)

b)

45













poziomej









33)











1

-1

14 28 42 560

rad

70

w1middot t1

46







119865119894 = 1198801 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894 minus 120583) + 1198802 ∙ sin(2 ∙ 1205961 ∙ 119905119894) + 1198803 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894) (31)

gdzie

1198801= 1198960 ∙ ℎ


1198802= 119888119900119899119904119905


0 le 1198801le 2 ∙ 1198802

1198803= 119888119900119899119904119905



podłużnej


y

z

Y

P

C

Z

h

47










H = 1 gdy 0iF

H = -1 gdy 0iF












zmienić








y

t0 t2

t1

z

t11

t22 t00

t3

t33

48


































ℎ = 119863 ∙ 119904119894119899120576 (32)






przez czas




49























119865119890119891119910 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199051

0

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 +int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)

(33) 119865119890119891119911 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)

12059311199051

0

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 + int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)










6165




50




























51






























52












































53

































54


do zera



śledzenia















rys 310








namiaru (pelengu)




55
























56
























57




















1-4 4

1-5 Sektory 2

1-l-4

1 i 4-3

1-2







sterowania
















58











59









































60












61



35 Podsumowanie




obrotu rakiety







62



steroacutew





mikroprocesorami




63















- obudowy






składający się z


- zapłonnika


















64













technicznych







kontrolnego






wynikoacutew badań

Tabela 41



pneumatycznych

Blok z napędem

elektrycznym

Uwagi




07 s

min 1 s



- w temp +50degC

- w temp -35degC

gt11 s

gt14 s

min 60 s



przekaźnikowe


proporcjonalne




jest

bd

Realne

technicznie



jest bd Realne

technicznie

65

Tabela 42


Lp

Nazwa zespołu

Oznaczenie

w bloku steroacutew

G1120000

Oznaczenie

w bloku z

napędem

elektrycznym

Uwagi

1



- komorę

- ładunek prochowy

- zapłonnik

- przewody rurkowe

G1127000 -

2



G1122000




6



7



Tabela 43



1



trafienia w cel

2








procesorowym











66
















prowadzającą








materiałowej



















67






































68

Tabela 44


Kombinowa

ne sposoby

sterowania

Sterowanie

wektorowe ciągiem

silnika z

wykorzystaniem fali

uderzeniowej


uderzeniowej

Wydmuch

gazu na

obudowę

urządzenia

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z dy

szą kąto

wą

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z gazo

dy

nam

icznym

sterem

Sp

ojlery

zewn

ętrzne

Sp

ojlery

wew

nętrzn

e

Sp

ojlery

ku

bełk

ow

e

Wtry

sk g

azu p

łyn

neg

o

Naw

iew g

azu

Ob

roacutet p

on

addźw

ięko

wej części

dy

szy

Ob

roacutet p

od

dźw

ięko

wej części

dy

szy

Dy

sze obro

tow

e

Stery

gazo

we w

ewn

ętrzne

Stery

gazo

we zew

nętrzn

e

Blo

k w

ielod

yszo

wy

Dy

sze z uk

ośn

ym

wylo

tem

Kąto

we d

ysze o

bro

tow

e

Deflek

tory

Ob

roacutet g

łoacutew

neg

o siln

ika

Ob

roacutet siln

ikoacute

w k

orek

cyjn

ych

Wy

dm

uch

gazu

z niezależn

ego

gen

eratora g

azu

Wy

dm

uch

gazu

z silnik

a

























69







urządzeń AGDS

Tabela 45


Wywiew gazu

na obudowę

Wywiew gazu z

silnika

Cechy Zalety Wady

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi


sterujących

Wywiew gazu z

niezależnego

generatora gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Zwiększenie wagi z

powodu generatora

gazu

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej


korekcyjnych

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Skomplikowana

konstrukcja duża

waga


silnika

Tworzenie sił


kanałach do 40 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Duża waga

ograniczenie

sterowania

Deflektory

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi

Małe wysiłki

odchylenia

Zanieczyszczenie i


Kątowe dysze

obrotowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Duży zakres

odchylenia sił

sterujących


Dysze ze ściętym

wylotem

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Ograniczona masa

Mała prędkość


uszczelnień

Blok

wielodyszowy

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Proste i łatwe

sterowanie


ciągu

Zewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 15 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

70

Wewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Dysze obrotowe

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej

Obroacutet

poddźwiękowej

części dyszy

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Obroacutet w

ponaddźwiękowej

części dyszy



kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

z

wykorzystanie

m fali

uderzeniowej

Nawiew gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Skomplikowana

konstrukcja

Wtrysk gazu

płynnego

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Zwiększenie siły

sterującej dzięki

wtryskowi

utleniacza

Skomplikowana

konstrukcja

Spojlery kubłowe

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


zawiasowe

Spojlery

wewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi


przy niewielkich

powierzchniach

sterujących

Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Spojlery

zewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Kombinowane

metody

sterowania

Ster aerodyna-

miczny połączony

ze sterem gazo-

dynamicznym



20 od osi

Mniejsza masa

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Ster aerodyna-

miczny połączony

z dyszą kątową



20 od osi


Ster

aerodynamiczny

połączony z

gazowym

urządzeniem

rozdzielającym

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

mniejsza masa

Skomplikowana

konstrukcja

71











































72


gazu

































AGDS






i łożysk

73

















dla zestawu GROM





















0




74




przekraczać 3 dB







przekraczać 150











0 plusmn 001 V






- robocza + 500

- maksymalna + 650


- robocza - 400

- maksymalna - 500




baterii - min 099






75


i przechowywania

































montażowych





76























trybie









obronnymi i STANAG




77



51 Wprowadzenie

































tryb statyczny






78







dynamicznym








sterowania






(inercyjnym)












moment zawiasowy










79


sterowania







co kontrolować

jak kontrolować

kiedy kontrolować


























użytkownika





80


kontroli


sterowania




jakości obiektu


























AL









81



























82

















120575119911119886119889 = 119860 ∙ sin(120596 ∙ 119905) (51)

gdzie




t - czas bieżący




= 119860 ∙ 120596 ∙ cos(120596 ∙ 119905)

Dla 119860 = 20119900 120596 = 2 ∙ 120587 ∙ 15 asymp 100119904minus1 = 2000119900119887119903119904









83















sterowania








119875ℎ119886119903119898 = 05 ∙ 1198602 ∙ 120596 ∙ |119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| ∙ [minus119879119890119896119908 ∙ 120596 ∙ 119904119894119892119899(119870119911 + 1198690 ∙ 120596

2) + radic1 + 1198791198901198961199082 ∙ 1205962] (52)

gdzie






119875119908 ge 119875ℎ119886119903119898





zera

84

|119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| asymp 0 (53)

gdzie

119870119911 = 119870119911119886 + 119870119904119900





















85















kolejności






120596119904119903 =1

119879int 120596(119905)119889119905 =

119879

0

4 ∙ 1198600 ∙ 119899 (54)

gdzie




86


120596119898119886119909 = 2 ∙ 120587 ∙ 1198600 ∙ 119899 (55)


elektrycznego

119875119908 =119872119908 ∙ 120596119898119886119909

4

(56)




(57) (58)

119895119898119886119909 =119880119911119886119904

119862119890 ∙ 120596119898119886119909

(57)

119895119898119894119899 =119872119898119886119909 ∙ 119877119905119880119911119886119904 ∙ 119862119872

(58)

gdzie







119895119898119886119909 gt 119895 gt 119895119898119894119899



119870119911 = 1198690 ∙ 1205962 asymp 2 ∙ 120587 ∙ 1198992 ∙ 119869119905 ∙ 119895

2

gdzie










87


- wzmacniacza mocy












aperiodyczny












88





(59divide536)

иwtct RRRR (59)

otd JjJJ 2 (510)

t

tt

R

LТ (511)

psz

spszs

pszpsz

sign )(50 (512)

f

wewewe

Тdt

d 0 (513)

pszwe (514)

2

11

Tdt

d (515)

11

12 Tdt

d (516)

222

221

12

2

12

)(

0

dlasignU

dlaU

dla

U

zas

zasss

(517)

t

t

ct

еss

t

Т

iR

jСU

dt

di

1

(518)

2

махtмахtogr

t

iiiii

(519)

jniСМ ogr

tмs (520)

szo КM (521)

trtrtr МКМ (522)


opd МММ (524)

21jJ

Me

t

s (525)

89

o

d

I

Me 2

(526)

d

ot

J

JjJ 2

2

13

(527)

)(1( 221 h

dt

dsignsignK

(528)



)(1( 21

4h

dt

d

dt

dsignsignK s

(531)

1311

31 )1()( eК

J

J

dt

dRQK

dt

d

d

osc

(532)

))1()(1()( 222232

2

13

2

QKKeКJ

jJ

dt

dRQK

dt

d

d

tsc (533)

2

dt

d s (534)

)()1()1( 3323 cc

d

dsc QKКQJ

ММKK

dt

d

(535)

311211 ))(( QKvsign

dt

dss

s

(536)














ogr






90








w ruchu i bezruchu




















- sygnał błędu





Q - odwrotność h







91















i T2=00007 s

Wnioski









1

2

3

M [Nm]

W [0s]

3500

3000

3500

2000

1500

1000

500

0 05 1 15 2 25 3 350

92

















w osi steru


stopni






















93


gorsze niż










w mianowniku





94




61 Wprowadzenie














GROM




95





i sterującymi



96












rys 63 i 64













97






















98

119872 = radic5 ∙ [(119901119900

119901119904119905)

27frasl

minus 1] (61)




119902 = 07 ∙ 1198722 ∙ 119901119904119905 (62)





67000 Nm2




112x106 do 226x106














119909119879 =05087

1 1 1 1 ndash 0



Rodzaj steroacutew


Rodzaj korpusu


99




stopni


w tabeli 61








Tabela 61


γ M

deg 05 08 10 115 20

Korpus

1000 0 235205 235204 235203 235202 235604

Korp + Pnoś 0 235103 235102 235104 235105 235605

1001 45 235109 235108 235107 235106 235606

δ=0o

1111-0 0

234802

234805 234801 234803 234804 235607

δ =0deg

1111-45 45 234807 234806 234808 234809 235608

δ =0deg

1111-90 90 234813 234812 234811 234810 235609

δ =5deg

1111-0 0

234910

234914

234909

234913 234911 234912 235701

δ =10deg

1111-0 0 234908 234907 234906 234905 235702

δ =15deg

1111-0 0

234814

234902 234901 234903 234904 235703

δ =0o-D

1011-45 45 235111 235110 235112 235201 235704






100




































∆119872 = radic(120597119872

1205971198750)

2

∙ ∆11987502 + (

120597119872

120597119875119904119905)

2

∙ ∆1198751199041199052

(63)

101

gdzie (120597119872

1205971198750) (

120597119872





120575119872 =∆119872

119872∙ 100

(64)

Tabela 62


M ΔM 120633119924

050 00028 056

060 00023 038

070 00019 027

080 00017 021

090 00015 017

095 00015 016

100 00014 014

105 00014 013

110 00014 013

115 00014 012

Wnioski












711 Obiekt badań



102










103






- bateria termiczna







względem










i stanowisko SKPM-1

712 Przebieg badań





104















105








106







Wymagania




Tabela 73








107




















wynosić max 15deg


108










serwomechanizmu










Tabela 74







15deg



109
















w pkt 7211 7212 7213 7214














wymagania to







minus korpus


p=43plusmn04 MPa



110


Nm do 05 Nm












111


BTR-07










z baterii BTR-07



112






















z baterii BTR-07

















BTR- 07



113


gorącym gazem











114















silnik startowy

wyrzutnia
















115



116

















z baterii BTR-07

















z baterii BTR-07






117


sterujący)















(Etap III rys 715)












startowego)










118







A1012005 do NO-06-A1082005





pod względem



Miejsce badań

















badań






czeniu


119

Tabela 75


Lp Warunki badań






działania pocisku

1 2 3 4






Zasady ogoacutelne











Zakres badań


Tabela 76


Lp Proacuteba

Numer punktu

wymagań

technicznych

warunkoacutew

badań

kryterioacute

w oceny


2 - -



eksperymentalnych

-

-


(spotkanie)

1 2 21




1 4 41

120


ParametrObszar a

x

y (z)

O

O

1

2

2granica obszaru O

1granica obszaru O

a a

centrum indykacji


a

a (a )

p

centrum indykacji

z

y

35 m 15 m 23 m

67 m 40 m 60 m

3 m

423 m

x y z xp

x

y

x

z

xy

z

vw

ay

za

granica obszaru O

granica obszaru O

1

2

a) b)

c)

Objaśnienia



y - oś pionowa

z - oś pozioma




P = 100





(∆119961 minus 119953119961)120784

119938119961120784

+∆119962120784

119938119962120784

+∆119963120784

119938119963120784

le 120783







121

Objaśnienia








strzelaniu do ICR-S








122


























zaworu wylotu azotu





147 MPa


stacjonarnego










123


















wg tabeli 76











parametr


tabeli 76


wariantowe)


termicznych (ICR-S)





124




SELEKTOR na MS)

























przedstartowych












125

minus moment startu





badań







126






Tabela 77



G 1100000M



Nr GSN

G 1110000

Uwagi

1 059M 3 0410-059

2 070M 4 0410-070

Celem badań było





Przebieg badań








127
















128













termalnych








119864119911(119870119878)

119864119888(119870119878)= 10 plusmn 2

gdzie



w polu widzenia GSN
















129




1198700 = radic1198701198962 + 119870119901

2
















Obiekt badań









Tabela 78


Lp Nr pocisku

G 1000

TZWM


mechanicznego

G 112000M

Nr GSN

G1110000

Nr

wyrzutni

Nr przedziału

telemetrycznego

1 059M 3 0410-059 1675 P 162011

2 070M 4 0410-070 1837 P 192011

130

Cel badań









Przebieg badań



kolejności



selektorem w GSN














131



















steroacutew























132





mechanicznej















obu elementoacutew

Tabela 81


133

Tabela 82














134

83 WNIOSKI KOŃCOWE









naprowadzania








steroacutew



















135

LITERATURA

[1]






[3]




[4]







1199


1299

[7]





(9К32М)












[17]




[18]




136

[19]




14divide16112017

[20]




9781510619968






t20753html dostęp 2019-04-03


dostęp 2019-04-03







Москва 1985


Москва 1973

[32]







1985


skiej Warszawa 1987




[38]



Warszawa 1996



137






[42]



802-815

[43]




1_Wstęp_20_09_2019






6


A Oznaczenia











fazie lotu






B INDEKSY







C SKROacuteTY

















7











PB - program badań




8



steroacutew























9

1 WSTĘP

11 Wprowadzenie






mikroprocesorowych





12 Cel pracy









przedstawiono







i przerzutowym






elektrycznym




10







aerodynamiczne











13 TEZA PRACY












szczegoacutelności










11
















projektu






steroacutew




sterowania






12



zasięgu

21 Wprowadzenie







francuską Mistral



polską GROM






13


GENERACJI





cel [7-8]



















14













































15













































16







do przenoszenia



17








Tabela 21


pierwszej generacji


























18





























19











































20





























21













































22













23






























24
















25





9 ndash sztucer




























26





























27












żyroskopu












28





























29



nicznie












30


































31















a) b)

















32
























33









wadzającej



B ndash występ














34




























35


głowicy bojowej




Tabela 22
















[ms] 600 600 600 650 660







zakłoacuteceń

044-059 045-063 - gt06 07



zakłoacuteceniami

lt01 031 - 04 -


36






się na cel









zbliżeniowego
















37














Javelin [22 23]



























celu



38













lecących




















Redeye










39
























40










pocisku rakietowego







Redeye


























41





















29 Podsumowanie



42













































43



bojowych [4 17-20]


rakietowymi

31 Wprowadzenie




























kierunek działania








44





















y

z

y

z

a)

b)

45













poziomej









33)











1

-1

14 28 42 560

rad

70

w1middot t1

46







119865119894 = 1198801 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894 minus 120583) + 1198802 ∙ sin(2 ∙ 1205961 ∙ 119905119894) + 1198803 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894) (31)

gdzie

1198801= 1198960 ∙ ℎ


1198802= 119888119900119899119904119905


0 le 1198801le 2 ∙ 1198802

1198803= 119888119900119899119904119905



podłużnej


y

z

Y

P

C

Z

h

47










H = 1 gdy 0iF

H = -1 gdy 0iF












zmienić








y

t0 t2

t1

z

t11

t22 t00

t3

t33

48


































ℎ = 119863 ∙ 119904119894119899120576 (32)






przez czas




49























119865119890119891119910 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199051

0

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 +int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)

(33) 119865119890119891119911 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)

12059311199051

0

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 + int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)










6165




50




























51






























52












































53

































54


do zera



śledzenia















rys 310








namiaru (pelengu)




55
























56
























57




















1-4 4

1-5 Sektory 2

1-l-4

1 i 4-3

1-2







sterowania
















58











59









































60












61



35 Podsumowanie




obrotu rakiety







62



steroacutew





mikroprocesorami




63















- obudowy






składający się z


- zapłonnika


















64













technicznych







kontrolnego






wynikoacutew badań

Tabela 41



pneumatycznych

Blok z napędem

elektrycznym

Uwagi




07 s

min 1 s



- w temp +50degC

- w temp -35degC

gt11 s

gt14 s

min 60 s



przekaźnikowe


proporcjonalne




jest

bd

Realne

technicznie



jest bd Realne

technicznie

65

Tabela 42


Lp

Nazwa zespołu

Oznaczenie

w bloku steroacutew

G1120000

Oznaczenie

w bloku z

napędem

elektrycznym

Uwagi

1



- komorę

- ładunek prochowy

- zapłonnik

- przewody rurkowe

G1127000 -

2



G1122000




6



7



Tabela 43



1



trafienia w cel

2








procesorowym











66
















prowadzającą








materiałowej



















67






































68

Tabela 44


Kombinowa

ne sposoby

sterowania

Sterowanie

wektorowe ciągiem

silnika z

wykorzystaniem fali

uderzeniowej


uderzeniowej

Wydmuch

gazu na

obudowę

urządzenia

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z dy

szą kąto

wą

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z gazo

dy

nam

icznym

sterem

Sp

ojlery

zewn

ętrzne

Sp

ojlery

wew

nętrzn

e

Sp

ojlery

ku

bełk

ow

e

Wtry

sk g

azu p

łyn

neg

o

Naw

iew g

azu

Ob

roacutet p

on

addźw

ięko

wej części

dy

szy

Ob

roacutet p

od

dźw

ięko

wej części

dy

szy

Dy

sze obro

tow

e

Stery

gazo

we w

ewn

ętrzne

Stery

gazo

we zew

nętrzn

e

Blo

k w

ielod

yszo

wy

Dy

sze z uk

ośn

ym

wylo

tem

Kąto

we d

ysze o

bro

tow

e

Deflek

tory

Ob

roacutet g

łoacutew

neg

o siln

ika

Ob

roacutet siln

ikoacute

w k

orek

cyjn

ych

Wy

dm

uch

gazu

z niezależn

ego

gen

eratora g

azu

Wy

dm

uch

gazu

z silnik

a

























69







urządzeń AGDS

Tabela 45


Wywiew gazu

na obudowę

Wywiew gazu z

silnika

Cechy Zalety Wady

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi


sterujących

Wywiew gazu z

niezależnego

generatora gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Zwiększenie wagi z

powodu generatora

gazu

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej


korekcyjnych

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Skomplikowana

konstrukcja duża

waga


silnika

Tworzenie sił


kanałach do 40 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Duża waga

ograniczenie

sterowania

Deflektory

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi

Małe wysiłki

odchylenia

Zanieczyszczenie i


Kątowe dysze

obrotowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Duży zakres

odchylenia sił

sterujących


Dysze ze ściętym

wylotem

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Ograniczona masa

Mała prędkość


uszczelnień

Blok

wielodyszowy

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Proste i łatwe

sterowanie


ciągu

Zewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 15 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

70

Wewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Dysze obrotowe

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej

Obroacutet

poddźwiękowej

części dyszy

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Obroacutet w

ponaddźwiękowej

części dyszy



kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

z

wykorzystanie

m fali

uderzeniowej

Nawiew gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Skomplikowana

konstrukcja

Wtrysk gazu

płynnego

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Zwiększenie siły

sterującej dzięki

wtryskowi

utleniacza

Skomplikowana

konstrukcja

Spojlery kubłowe

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


zawiasowe

Spojlery

wewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi


przy niewielkich

powierzchniach

sterujących

Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Spojlery

zewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Kombinowane

metody

sterowania

Ster aerodyna-

miczny połączony

ze sterem gazo-

dynamicznym



20 od osi

Mniejsza masa

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Ster aerodyna-

miczny połączony

z dyszą kątową



20 od osi


Ster

aerodynamiczny

połączony z

gazowym

urządzeniem

rozdzielającym

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

mniejsza masa

Skomplikowana

konstrukcja

71











































72


gazu

































AGDS






i łożysk

73

















dla zestawu GROM





















0




74




przekraczać 3 dB







przekraczać 150











0 plusmn 001 V






- robocza + 500

- maksymalna + 650


- robocza - 400

- maksymalna - 500




baterii - min 099






75


i przechowywania

































montażowych





76























trybie









obronnymi i STANAG




77



51 Wprowadzenie

































tryb statyczny






78







dynamicznym








sterowania






(inercyjnym)












moment zawiasowy










79


sterowania







co kontrolować

jak kontrolować

kiedy kontrolować


























użytkownika





80


kontroli


sterowania




jakości obiektu


























AL









81



























82

















120575119911119886119889 = 119860 ∙ sin(120596 ∙ 119905) (51)

gdzie




t - czas bieżący




= 119860 ∙ 120596 ∙ cos(120596 ∙ 119905)

Dla 119860 = 20119900 120596 = 2 ∙ 120587 ∙ 15 asymp 100119904minus1 = 2000119900119887119903119904









83















sterowania








119875ℎ119886119903119898 = 05 ∙ 1198602 ∙ 120596 ∙ |119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| ∙ [minus119879119890119896119908 ∙ 120596 ∙ 119904119894119892119899(119870119911 + 1198690 ∙ 120596

2) + radic1 + 1198791198901198961199082 ∙ 1205962] (52)

gdzie






119875119908 ge 119875ℎ119886119903119898





zera

84

|119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| asymp 0 (53)

gdzie

119870119911 = 119870119911119886 + 119870119904119900





















85















kolejności






120596119904119903 =1

119879int 120596(119905)119889119905 =

119879

0

4 ∙ 1198600 ∙ 119899 (54)

gdzie




86


120596119898119886119909 = 2 ∙ 120587 ∙ 1198600 ∙ 119899 (55)


elektrycznego

119875119908 =119872119908 ∙ 120596119898119886119909

4

(56)




(57) (58)

119895119898119886119909 =119880119911119886119904

119862119890 ∙ 120596119898119886119909

(57)

119895119898119894119899 =119872119898119886119909 ∙ 119877119905119880119911119886119904 ∙ 119862119872

(58)

gdzie







119895119898119886119909 gt 119895 gt 119895119898119894119899



119870119911 = 1198690 ∙ 1205962 asymp 2 ∙ 120587 ∙ 1198992 ∙ 119869119905 ∙ 119895

2

gdzie










87


- wzmacniacza mocy












aperiodyczny












88





(59divide536)

иwtct RRRR (59)

otd JjJJ 2 (510)

t

tt

R

LТ (511)

psz

spszs

pszpsz

sign )(50 (512)

f

wewewe

Тdt

d 0 (513)

pszwe (514)

2

11

Tdt

d (515)

11

12 Tdt

d (516)

222

221

12

2

12

)(

0

dlasignU

dlaU

dla

U

zas

zasss

(517)

t

t

ct

еss

t

Т

iR

jСU

dt

di

1

(518)

2

махtмахtogr

t

iiiii

(519)

jniСМ ogr

tмs (520)

szo КM (521)

trtrtr МКМ (522)


opd МММ (524)

21jJ

Me

t

s (525)

89

o

d

I

Me 2

(526)

d

ot

J

JjJ 2

2

13

(527)

)(1( 221 h

dt

dsignsignK

(528)



)(1( 21

4h

dt

d

dt

dsignsignK s

(531)

1311

31 )1()( eК

J

J

dt

dRQK

dt

d

d

osc

(532)

))1()(1()( 222232

2

13

2

QKKeКJ

jJ

dt

dRQK

dt

d

d

tsc (533)

2

dt

d s (534)

)()1()1( 3323 cc

d

dsc QKКQJ

ММKK

dt

d

(535)

311211 ))(( QKvsign

dt

dss

s

(536)














ogr






90








w ruchu i bezruchu




















- sygnał błędu





Q - odwrotność h







91















i T2=00007 s

Wnioski









1

2

3

M [Nm]

W [0s]

3500

3000

3500

2000

1500

1000

500

0 05 1 15 2 25 3 350

92

















w osi steru


stopni






















93


gorsze niż










w mianowniku





94




61 Wprowadzenie














GROM




95





i sterującymi



96












rys 63 i 64













97






















98

119872 = radic5 ∙ [(119901119900

119901119904119905)

27frasl

minus 1] (61)




119902 = 07 ∙ 1198722 ∙ 119901119904119905 (62)





67000 Nm2




112x106 do 226x106














119909119879 =05087

1 1 1 1 ndash 0



Rodzaj steroacutew


Rodzaj korpusu


99




stopni


w tabeli 61








Tabela 61


γ M

deg 05 08 10 115 20

Korpus

1000 0 235205 235204 235203 235202 235604

Korp + Pnoś 0 235103 235102 235104 235105 235605

1001 45 235109 235108 235107 235106 235606

δ=0o

1111-0 0

234802

234805 234801 234803 234804 235607

δ =0deg

1111-45 45 234807 234806 234808 234809 235608

δ =0deg

1111-90 90 234813 234812 234811 234810 235609

δ =5deg

1111-0 0

234910

234914

234909

234913 234911 234912 235701

δ =10deg

1111-0 0 234908 234907 234906 234905 235702

δ =15deg

1111-0 0

234814

234902 234901 234903 234904 235703

δ =0o-D

1011-45 45 235111 235110 235112 235201 235704






100




































∆119872 = radic(120597119872

1205971198750)

2

∙ ∆11987502 + (

120597119872

120597119875119904119905)

2

∙ ∆1198751199041199052

(63)

101

gdzie (120597119872

1205971198750) (

120597119872





120575119872 =∆119872

119872∙ 100

(64)

Tabela 62


M ΔM 120633119924

050 00028 056

060 00023 038

070 00019 027

080 00017 021

090 00015 017

095 00015 016

100 00014 014

105 00014 013

110 00014 013

115 00014 012

Wnioski












711 Obiekt badań



102










103






- bateria termiczna







względem










i stanowisko SKPM-1

712 Przebieg badań





104















105








106







Wymagania




Tabela 73








107




















wynosić max 15deg


108










serwomechanizmu










Tabela 74







15deg



109
















w pkt 7211 7212 7213 7214














wymagania to







minus korpus


p=43plusmn04 MPa



110


Nm do 05 Nm












111


BTR-07










z baterii BTR-07



112






















z baterii BTR-07

















BTR- 07



113


gorącym gazem











114















silnik startowy

wyrzutnia
















115



116

















z baterii BTR-07

















z baterii BTR-07






117


sterujący)















(Etap III rys 715)












startowego)










118







A1012005 do NO-06-A1082005





pod względem



Miejsce badań

















badań






czeniu


119

Tabela 75


Lp Warunki badań






działania pocisku

1 2 3 4






Zasady ogoacutelne











Zakres badań


Tabela 76


Lp Proacuteba

Numer punktu

wymagań

technicznych

warunkoacutew

badań

kryterioacute

w oceny


2 - -



eksperymentalnych

-

-


(spotkanie)

1 2 21




1 4 41

120


ParametrObszar a

x

y (z)

O

O

1

2

2granica obszaru O

1granica obszaru O

a a

centrum indykacji


a

a (a )

p

centrum indykacji

z

y

35 m 15 m 23 m

67 m 40 m 60 m

3 m

423 m

x y z xp

x

y

x

z

xy

z

vw

ay

za

granica obszaru O

granica obszaru O

1

2

a) b)

c)

Objaśnienia



y - oś pionowa

z - oś pozioma




P = 100





(∆119961 minus 119953119961)120784

119938119961120784

+∆119962120784

119938119962120784

+∆119963120784

119938119963120784

le 120783







121

Objaśnienia








strzelaniu do ICR-S








122


























zaworu wylotu azotu





147 MPa


stacjonarnego










123


















wg tabeli 76











parametr


tabeli 76


wariantowe)


termicznych (ICR-S)





124




SELEKTOR na MS)

























przedstartowych












125

minus moment startu





badań







126






Tabela 77



G 1100000M



Nr GSN

G 1110000

Uwagi

1 059M 3 0410-059

2 070M 4 0410-070

Celem badań było





Przebieg badań








127
















128













termalnych








119864119911(119870119878)

119864119888(119870119878)= 10 plusmn 2

gdzie



w polu widzenia GSN
















129




1198700 = radic1198701198962 + 119870119901

2
















Obiekt badań









Tabela 78


Lp Nr pocisku

G 1000

TZWM


mechanicznego

G 112000M

Nr GSN

G1110000

Nr

wyrzutni

Nr przedziału

telemetrycznego

1 059M 3 0410-059 1675 P 162011

2 070M 4 0410-070 1837 P 192011

130

Cel badań









Przebieg badań



kolejności



selektorem w GSN














131



















steroacutew























132





mechanicznej















obu elementoacutew

Tabela 81


133

Tabela 82














134

83 WNIOSKI KOŃCOWE









naprowadzania








steroacutew



















135

LITERATURA

[1]






[3]




[4]







1199


1299

[7]





(9К32М)












[17]




[18]




136

[19]




14divide16112017

[20]




9781510619968






t20753html dostęp 2019-04-03


dostęp 2019-04-03







Москва 1985


Москва 1973

[32]







1985


skiej Warszawa 1987




[38]



Warszawa 1996



137






[42]



802-815

[43]




1_Wstęp_20_09_2019






7











PB - program badań




8



steroacutew























9

1 WSTĘP

11 Wprowadzenie






mikroprocesorowych





12 Cel pracy









przedstawiono







i przerzutowym






elektrycznym




10







aerodynamiczne











13 TEZA PRACY












szczegoacutelności










11
















projektu






steroacutew




sterowania






12



zasięgu

21 Wprowadzenie







francuską Mistral



polską GROM






13


GENERACJI





cel [7-8]



















14













































15













































16







do przenoszenia



17








Tabela 21


pierwszej generacji


























18





























19











































20





























21













































22













23






























24
















25





9 ndash sztucer




























26





























27












żyroskopu












28





























29



nicznie












30


































31















a) b)

















32
























33









wadzającej



B ndash występ














34




























35


głowicy bojowej




Tabela 22
















[ms] 600 600 600 650 660







zakłoacuteceń

044-059 045-063 - gt06 07



zakłoacuteceniami

lt01 031 - 04 -


36






się na cel









zbliżeniowego
















37














Javelin [22 23]



























celu



38













lecących




















Redeye










39
























40










pocisku rakietowego







Redeye


























41





















29 Podsumowanie



42













































43



bojowych [4 17-20]


rakietowymi

31 Wprowadzenie




























kierunek działania








44





















y

z

y

z

a)

b)

45













poziomej









33)











1

-1

14 28 42 560

rad

70

w1middot t1

46







119865119894 = 1198801 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894 minus 120583) + 1198802 ∙ sin(2 ∙ 1205961 ∙ 119905119894) + 1198803 ∙ sin(1205961 ∙ 119905119894) (31)

gdzie

1198801= 1198960 ∙ ℎ


1198802= 119888119900119899119904119905


0 le 1198801le 2 ∙ 1198802

1198803= 119888119900119899119904119905



podłużnej


y

z

Y

P

C

Z

h

47










H = 1 gdy 0iF

H = -1 gdy 0iF












zmienić








y

t0 t2

t1

z

t11

t22 t00

t3

t33

48


































ℎ = 119863 ∙ 119904119894119899120576 (32)






przez czas




49























119865119890119891119910 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199051

0

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 + int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 +int 119867 ∙ 119904119894119899(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)

(33) 119865119890119891119911 = 119865119904 ∙ (int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)

12059311199051

0

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199052

12059311199051

119889119905 +int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)12059311199053

12059311199052

119889119905 + int 119867 ∙ 119888119900119904(1205931 ∙ 119905119894)2∙120587

12059311199053

119889119905)










6165




50




























51






























52












































53

































54


do zera



śledzenia















rys 310








namiaru (pelengu)




55
























56
























57




















1-4 4

1-5 Sektory 2

1-l-4

1 i 4-3

1-2







sterowania
















58











59









































60












61



35 Podsumowanie




obrotu rakiety







62



steroacutew





mikroprocesorami




63















- obudowy






składający się z


- zapłonnika


















64













technicznych







kontrolnego






wynikoacutew badań

Tabela 41



pneumatycznych

Blok z napędem

elektrycznym

Uwagi




07 s

min 1 s



- w temp +50degC

- w temp -35degC

gt11 s

gt14 s

min 60 s



przekaźnikowe


proporcjonalne




jest

bd

Realne

technicznie



jest bd Realne

technicznie

65

Tabela 42


Lp

Nazwa zespołu

Oznaczenie

w bloku steroacutew

G1120000

Oznaczenie

w bloku z

napędem

elektrycznym

Uwagi

1



- komorę

- ładunek prochowy

- zapłonnik

- przewody rurkowe

G1127000 -

2



G1122000




6



7



Tabela 43



1



trafienia w cel

2








procesorowym











66
















prowadzającą








materiałowej



















67






































68

Tabela 44


Kombinowa

ne sposoby

sterowania

Sterowanie

wektorowe ciągiem

silnika z

wykorzystaniem fali

uderzeniowej


uderzeniowej

Wydmuch

gazu na

obudowę

urządzenia

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z dy

szą kąto

wą

Aero

dy

nam

iczny

ster po

łączony

z gazo

dy

nam

icznym

sterem

Sp

ojlery

zewn

ętrzne

Sp

ojlery

wew

nętrzn

e

Sp

ojlery

ku

bełk

ow

e

Wtry

sk g

azu p

łyn

neg

o

Naw

iew g

azu

Ob

roacutet p

on

addźw

ięko

wej części

dy

szy

Ob

roacutet p

od

dźw

ięko

wej części

dy

szy

Dy

sze obro

tow

e

Stery

gazo

we w

ewn

ętrzne

Stery

gazo

we zew

nętrzn

e

Blo

k w

ielod

yszo

wy

Dy

sze z uk

ośn

ym

wylo

tem

Kąto

we d

ysze o

bro

tow

e

Deflek

tory

Ob

roacutet g

łoacutew

neg

o siln

ika

Ob

roacutet siln

ikoacute

w k

orek

cyjn

ych

Wy

dm

uch

gazu

z niezależn

ego

gen

eratora g

azu

Wy

dm

uch

gazu

z silnik

a

























69







urządzeń AGDS

Tabela 45


Wywiew gazu

na obudowę

Wywiew gazu z

silnika

Cechy Zalety Wady

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi


sterujących

Wywiew gazu z

niezależnego

generatora gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Zwiększenie wagi z

powodu generatora

gazu

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej


korekcyjnych

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Skomplikowana

konstrukcja duża

waga


silnika

Tworzenie sił


kanałach do 40 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

silnika

Duża waga

ograniczenie

sterowania

Deflektory

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi

Małe wysiłki

odchylenia

Zanieczyszczenie i


Kątowe dysze

obrotowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach 1017 od

osi

Duży zakres

odchylenia sił

sterujących


Dysze ze ściętym

wylotem

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Ograniczona masa

Mała prędkość


uszczelnień

Blok

wielodyszowy

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Proste i łatwe

sterowanie


ciągu

Zewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 15 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

70

Wewnętrzne stery

gazowe

Tworzenie sił

sterujących w 3

kanałach do 20 od

osi

Wysoka wydajność

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Dysze obrotowe

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

bez fali

uderzeniowej

Obroacutet

poddźwiękowej

części dyszy

Tworzenie sił


kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Obroacutet w

ponaddźwiękowej

części dyszy



kanałach do 30 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Duże momenty

zawiasowe

złożoność

uszczelnień duża

masa

Wektorowe

sterowanie

ciągiem silnika

z

wykorzystanie

m fali

uderzeniowej

Nawiew gazu

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

Skomplikowana

konstrukcja

Wtrysk gazu

płynnego

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi

Zwiększenie siły

sterującej dzięki

wtryskowi

utleniacza

Skomplikowana

konstrukcja

Spojlery kubłowe

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


zawiasowe

Spojlery

wewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 10 od

osi


przy niewielkich

powierzchniach

sterujących

Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Spojlery

zewnętrzne

Tworzenie sił


kanałach do 20 od

osi


Straty w ciągu

wypalanie

powierzchni

roboczych

Kombinowane

metody

sterowania

Ster aerodyna-

miczny połączony

ze sterem gazo-

dynamicznym



20 od osi

Mniejsza masa

Straty ciągu przy

zerowym sygnale

sterującym

Ster aerodyna-

miczny połączony

z dyszą kątową



20 od osi


Ster

aerodynamiczny

połączony z

gazowym

urządzeniem

rozdzielającym

Tworzenie sił


kanałach do 5 od

osi

Stworzenie sił

sterujących bez

straty siły ciągu

mniejsza masa

Skomplikowana

konstrukcja

71











































72


gazu

































AGDS






i łożysk

73

















dla zestawu GROM





















0




74




przekraczać 3 dB







przekraczać 150











0 plusmn 001 V






- robocza + 500

- maksymalna + 650


- robocza - 400

- maksymalna - 500




baterii - min 099






75


i przechowywania

































montażowych





76























trybie









obronnymi i STANAG




77



51 Wprowadzenie

































tryb statyczny






78







dynamicznym








sterowania






(inercyjnym)












moment zawiasowy










79


sterowania







co kontrolować

jak kontrolować

kiedy kontrolować


























użytkownika





80


kontroli


sterowania




jakości obiektu


























AL









81



























82

















120575119911119886119889 = 119860 ∙ sin(120596 ∙ 119905) (51)

gdzie




t - czas bieżący




= 119860 ∙ 120596 ∙ cos(120596 ∙ 119905)

Dla 119860 = 20119900 120596 = 2 ∙ 120587 ∙ 15 asymp 100119904minus1 = 2000119900119887119903119904









83















sterowania








119875ℎ119886119903119898 = 05 ∙ 1198602 ∙ 120596 ∙ |119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| ∙ [minus119879119890119896119908 ∙ 120596 ∙ 119904119894119892119899(119870119911 + 1198690 ∙ 120596

2) + radic1 + 1198791198901198961199082 ∙ 1205962] (52)

gdzie






119875119908 ge 119875ℎ119886119903119898





zera

84

|119870119911 + 1198690 ∙ 1205962| asymp 0 (53)

gdzie

119870119911 = 119870119911119886 + 119870119904119900





















85















kolejności






120596119904119903 =1

119879int 120596(119905)119889119905 =

119879

0

4 ∙ 1198600 ∙ 119899 (54)

gdzie




86


120596119898119886119909 = 2 ∙ 120587 ∙ 1198600 ∙ 119899 (55)


elektrycznego

119875119908 =119872119908 ∙ 120596119898119886119909

4

(56)




(57) (58)

119895119898119886119909 =119880119911119886119904

119862119890 ∙ 120596119898119886119909

(57)

119895119898119894119899 =119872119898119886119909 ∙ 119877119905119880119911119886119904 ∙ 119862119872

(58)

gdzie







119895119898119886119909 gt 119895 gt 119895119898119894119899



119870119911 = 1198690 ∙ 1205962 asymp 2 ∙ 120587 ∙ 1198992 ∙ 119869119905 ∙ 119895

2

gdzie










87


- wzmacniacza mocy












aperiodyczny












88





(59divide536)

иwtct RRRR (59)

otd JjJJ 2 (510)

t

tt

R

LТ (511)

psz

spszs

pszpsz

sign )(50 (512)

f

wewewe

Тdt

d 0 (513)

pszwe (514)

2

11

Tdt

d (515)

11

12 Tdt

d (516)

222

221

12

2

12

)(

0

dlasignU

dlaU

dla

U

zas

zasss

(517)

t

t

ct

еss

t

Т

iR

jСU

dt

di

1

(518)

2

махtмахtogr

t

iiiii

(519)

jniСМ ogr

tмs (520)

szo КM (521)

trtrtr МКМ (522)


opd МММ (524)

21jJ

Me

t

s (525)

89

o

d

I

Me 2

(526)

d

ot

J

JjJ 2

2

13

(527)

)(1( 221 h

dt

dsignsignK

(528)



)(1( 21

4h

dt

d

dt

dsignsignK s

(531)

1311

31 )1()( eК

J

J

dt

dRQK

dt

d

d

osc

(532)

))1()(1()( 222232

2

13

2

QKKeКJ

jJ

dt

dRQK

dt

d

d

tsc (533)

2

dt

d s (534)

)()1()1( 3323 cc

d

dsc QKКQJ

ММKK

dt

d

(535)

311211 ))(( QKvsign

dt

dss

s

(536)














ogr






90








w ruchu i bezruchu




















- sygnał błędu





Q - odwrotność h







91















i T2=00007 s

Wnioski









1

2

3

M [Nm]

W [0s]

3500

3000

3500

2000

1500

1000

500

0 05 1 15 2 25 3 350

92

















w osi steru


stopni






















93


gorsze niż










w mianowniku





94




61 Wprowadzenie














GROM




95





i sterującymi



96












rys 63 i 64













97






















98

119872 = radic5 ∙ [(119901119900

119901119904119905)

27frasl

minus 1] (61)




119902 = 07 ∙ 1198722 ∙ 119901119904119905 (62)





67000 Nm2




112x106 do 226x106














119909119879 =05087

1 1 1 1 ndash 0



Rodzaj steroacutew


Rodzaj korpusu


99




stopni


w tabeli 61








Tabela 61


γ M

deg 05 08 10 115 20

Korpus

1000 0 235205 235204 235203 235202 235604

Korp + Pnoś 0 235103 235102 235104 235105 235605

1001 45 235109 235108 235107 235106 235606

δ=0o

1111-0 0

234802

234805 234801 234803 234804 235607

δ =0deg

1111-45 45 234807 234806 234808 234809 235608

δ =0deg

1111-90 90 234813 234812 234811 234810 235609

δ =5deg

1111-0 0

234910

234914

234909

234913 234911 234912 235701

δ =10deg

1111-0 0 234908 234907 234906 234905 235702

δ =15deg

1111-0 0

234814

234902 234901 234903 234904 235703

δ =0o-D

1011-45 45 235111 235110 235112 235201 235704






100




































∆119872 = radic(120597119872

1205971198750)

2

∙ ∆11987502 + (

120597119872

120597119875119904119905)

2

∙ ∆1198751199041199052

(63)

101

gdzie (120597119872

1205971198750) (

120597119872





120575119872 =∆119872

119872∙ 100

(64)

Tabela 62


M ΔM 120633119924

050 00028 056

060 00023 038

070 00019 027

080 00017 021

090 00015 017

095 00015 016

100 00014 014

105 00014 013

110 00014 013

115 00014 012

Wnioski












711 Obiekt badań



102










103






- bateria termiczna







względem










i stanowisko SKPM-1

712 Przebieg badań





104















105








106







Wymagania




Tabela 73








107




















wynosić max 15deg


108










serwomechanizmu










Tabela 74







15deg



109
















w pkt 7211 7212 7213 7214














wymagania to







minus korpus


p=43plusmn04 MPa



110


Nm do 05 Nm












111


BTR-07










z baterii BTR-07



112






















z baterii BTR-07

















BTR- 07



113


gorącym gazem











114















silnik startowy

wyrzutnia
















115



116

















z baterii BTR-07

















z baterii BTR-07






117


sterujący)















(Etap III rys 715)












startowego)










118







A1012005 do NO-06-A1082005





pod względem



Miejsce badań

















badań






czeniu


119

Tabela 75


Lp Warunki badań






działania pocisku

1 2 3 4






Zasady ogoacutelne











Zakres badań


Tabela 76


Lp Proacuteba

Numer punktu

wymagań

technicznych

warunkoacutew

badań

kryterioacute

w oceny


2 - -



eksperymentalnych

-

-


(spotkanie)

1 2 21




1 4 41

120


ParametrObszar a

x

y (z)

O

O

1

2

2granica obszaru O

1granica obszaru O

a a

centrum indykacji


a

a (a )

p

centrum indykacji

z

y

35 m 15 m 23 m

67 m 40 m 60 m

3 m

423 m

x y z xp

x

y

x

z

xy

z

vw

ay

za

granica obszaru O

granica obszaru O

1

2

a) b)

c)

Objaśnienia



y - oś pionowa

z - oś pozioma




P = 100





(∆119961 minus 119953119961)120784

119938119961120784

+∆119962120784

119938119962120784

+∆119963120784

119938119963120784

le 120783







121

Objaśnienia








strzelaniu do ICR-S








122


























zaworu wylotu azotu





147 MPa


stacjonarnego










123


















wg tabeli 76











parametr


tabeli 76


wariantowe)


termicznych (ICR-S)





124




SELEKTOR na MS)

























przedstartowych












125

minus moment startu





badań







126






Tabela 77



G 1100000M



Nr GSN

G 1110000

Uwagi

1 059M 3 0410-059

2 070M 4 0410-070

Celem badań było





Przebieg badań








127
















128













termalnych








119864119911(119870119878)

119864119888(119870119878)= 10 plusmn 2

gdzie



w polu widzenia GSN
















129




1198700 = radic1198701198962 + 119870119901

2
















Obiekt badań









Tabela 78


Lp Nr pocisku

G 1000

TZWM


mechanicznego

G 112000M

Nr GSN

G1110000

Nr

wyrzutni

Nr przedziału

telemetrycznego

1 059M 3 0410-059 1675 P 162011

2 070M 4 0410-070 1837 P 192011

130

Cel badań









Przebieg badań



kolejności



selektorem w GSN














131



















steroacutew























132





mechanicznej















obu elementoacutew

Tabela 81


133

Tabela 82














134

83 WNIOSKI KOŃCOWE









naprowadzania








steroacutew



















135

LITERATURA

[1]






[3]




[4]







1199


1299

[7]





(9К32М)












[17]




[18]




136

[19]




14divide16112017

[20]




9781510619968






t20753html dostęp 2019-04-03


dostęp 2019-04-03







Москва 1985


Москва 1973

[32]







1985


skiej Warszawa 1987




[38]



Warszawa 1996



137






[42]



802-815

[43]




1_Wstęp_20_09_2019






BADANIA MODUŁU KIEROWANIA RAKIETY WIRUJĄCEJ Z …użytkowych uzyskiwanych przez zmodernizowany...

Documents

Transcript of BADANIA MODUŁU KIEROWANIA RAKIETY WIRUJĄCEJ Z …użytkowych uzyskiwanych przez zmodernizowany...