Управляемая пуля

Авторы патента:


Управляемая пуля
Управляемая пуля

 


Владельцы патента RU 2496087:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в малогабаритных ракетных и артиллерийских комплексах, крупнокалиберном стрелковом оружии. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит боевую часть кинетического действия в виде бронебойного стержня, блок управления, бортовую аппаратуру, отделяемый стартовый двигатель с центральной трубкой и коротким временем работы, переходный обтекатель. Бронебойный стержень установлен в передней части маршевой ступени. Рули блока управления размещены в переходном обтекателе. Бортовая аппаратура размещена в задней части маршевой ступени и вдвинута в центральную трубку. Изобретение позволяет уменьшить габариты ракеты по длине, уменьшить пассивную массу ракеты, увеличить жесткость ракеты, дальность стрельбы, количество возможных носителей, расширить номенклатуру поражаемых целей. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известен управляемый снаряд с кинетическим сердечником [патент US №7795567 В2, МПК8 F42B 10/12], конструкция которого является наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению и принята авторами в качестве прототипа. Управляемый снаряд с кинетическим сердечником (Фиг.1) содержит кинетический поражающий сердечник 1 и блок управления 2. При этом кинетический сердечник устанавливается через блок управления. Электронный блок управления обеспечивает повышение точности наведения гиперзвукового снаряда на цель.

В определенном варианте указанная конструкция может быть использована в управляемых ракетах класса поверхность-поверхность и воздух-поверхность.

Недостатки управляемого снаряда с кинетическим сердечником заключаются в следующем:

- при выстреле из ствола артиллерийского орудия указанный снаряд подвержен значительной осевой перегрузке, которая обусловлена дульной скоростью, требуемой для кинетического поражения цели на заданных дистанциях. В свою очередь большое значение потребной осевой перегрузки требует иметь определенную толщину обечайки отсека управления, при том такая обечайка во время полета снаряда после выхода из канала ствола артиллерийского орудия будет обладать излишним запасом прочности;

- отсек управления подвержен наружному давлению в канале ствола артиллерийского орудия, что требует определенной толщины обечайки отсека управления;

- большое значение осевой перегрузки предполагает иметь аппаратуру управления с достаточной прочностью, что ведет к увеличению массы снаряда;

- прототип имеет ограниченное число возможных носителей, в настоящее время ограниченное танковыми пушками.

Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение габаритов управляемой пули по длине при уменьшении пассивной массы и увеличении ее жесткости, расширение номенклатуры поражаемых целей, увеличение количества возможных носителей, увеличение дальности стрельбы.

Поставленная задача решается тем, что в управляемой пуле, выполненной по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащей боевую часть кинетического действия в виде бронебойного стержня и блок управления, новым является то, что она снабжена отделяемым стартовым двигателем с коротким временем работы, бронебойный стержень установлен в передней части маршевой ступени, к задней части бронебойного стержня примыкает блок управления, рули которого размещены в переходном обтекателе, а бортовая аппаратура размещена в задней части маршевой ступени и вдвинута в центральную трубку, расположенную в стартовом двигателе, при этом корпус стартового двигателя выполнен коническим для обеспечения аэродинамической устойчивости на участке разгона до его отделения.

Бортовая аппаратура управляемой пули вдвинута в центральную трубку, расположенную в стартовом двигателе, благодаря чему уменьшается длина управляемой пули в сравнении с прототипом. Расположение бортовой аппаратуры в центральной трубке позволяет исключить воздействие температуры и давления продуктов сгорания ракетного топлива, за счет чего корпус бортовой аппаратуры может быть выполнен без излишнего запаса прочности, и, следовательно, с минимумом пассивной массы в сравнении с прототипом. Наличие стартового двигателя позволяет производить запуск управляемой пули из транспортно-пускового контейнера или с направляющей, за счет чего увеличивается количество возможных носителей и количество видов поражаемых целей в сравнении с прототипом. Также возможность запуска управляемой пули из транспортно-пускового контейнера или с направляющей предполагает значительно меньшее значение осевой перегрузки, что позволяет исключить наличие избыточного запаса прочности корпуса управляемой пули в процессе полета в сравнении с прототипом.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическим материалом (Фиг.2), где на чертеже изображена управляемая пуля. Управляемая пуля содержит маршевую ступень с бронебойным сердечником 1, блоком управления 2 и бортовой аппаратурой 3, стартовый двигатель 4 с центральной трубкой 5, и переходный обтекатель 6, связывающий стартовый двигатель с маршевой ступенью.

Бронебойный сердечник 1 представляет собой носовую часть маршевой ступени и служит для поражения цели. К задней части бронебойного сердечника 1 примыкает блок управления 2, который размещается в переходном обтекателе 6 и служит для управления маршевой ступенью. Бортовая аппаратура 3 предназначена для приема оптического луча, определяющего отклонение реального положения управляемой пули от потребного, обработки этого сигнала и выдачи управляющих команд на блок управления после отделения стартового двигателя, причем бортовая аппаратура располагается в хвостовой части маршевой ступени и при этом вдвинута в центральную трубку 5 стартового двигателя. Стартовый двигатель 4 выполнен коническим для обеспечения аэродинамической устойчивости и расположен в задней части управляемой пули. Центральная трубка 5 расположена в стартовом двигателе 4 и служит для размещения в ней хвостовой части маршевой ступени. Переходный обтекатель 6, служащий для обеспечения аэродинамической устойчивости и уменьшения лобового сопротивления, расположен перед стартовым двигателем 4 и надвинут на маршевую ступень.

Устройство работает следующим образом.

На участке разгона управляемой пули работает стартовый двигатель 4, причем коническая форма стартового двигателя позволяет обеспечить требуемую аэродинамическую устойчивость, а переходный обтекатель 6 скрывает выступающие части маршевой ступени и ламиниризирует поток воздуха, улучшая процесс обтекания управляемой пули и снижая аэродинамическое сопротивление. Маршевая ступень на участке разгона за счет сил инерции удерживается в контакте со стартовым двигателем 4, за счет чего повышается жесткость управляемой пули. После окончания работы стартового двигателя за счет различных значений массы и лобового сопротивления стартового двигателя и маршевой ступени происходит их разделение, причем маршевая ступень начинает двигаться быстрее и выходит из центральной трубки 5 стартового двигателя. В процессе разделения хвостовая часть маршевой ступени, в которой размещена бортовая аппаратура 3, движется вдоль центральной трубки 5, обеспечивая плавное разделение и минимальные возмущения. После разделения стартовый двигатель отбрасывается, а маршевая ступень продолжает двигаться по инерции и может искривлять свою траекторию с помощью блока управления 2 в случае определения бортовой аппаратурой 3 рассогласования между реальным положением маршевой ступени и заданным, причем ее движение осуществляется за счет скорости, достигнутой за время работы стартового двигателя.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить габариты управляемой пули по длине при уменьшении пассивной массы управляемой пули и увеличении ее жесткости, расширить номенклатуру поражаемых целей, увеличить количество возможных носителей, увеличить дальность стрельбы.

Управляемая пуля, выполненная по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащая боевую часть кинетического действия в виде бронебойного стержня и блок управления, отличающаяся тем, что она снабжена отделяемым стартовым двигателем с коротким временем работы, бронебойный стержень установлен в передней части маршевой ступени, к задней части бронебойного стержня примыкает блок управления, рули которого размещены в переходном обтекателе, а бортовая аппаратура размещена в задней части маршевой ступени и вдвинута в центральную трубку, расположенную в стартовом двигателе, при этом корпус стартового двигателя выполнен коническим для обеспечения аэродинамической устойчивости на участке разгона до его отделения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области боеприпасов, в частности к снарядам, имеющим цилиндрический корпус большого удлинения, и может быть использовано при разработке снарядов для поражения бронированных целей, также для фундаментальных исследований высокоскоростного взаимодействия тел.

Изобретение относится к планирующим боеприпасам. Боеприпас содержит корпус в передней части с заостренной аэродинамической поверхностью, в которой расположена боевая часть с взрывчатым веществом и взрывателем, отделение управления, два боковых поворотных крыла с силовым пневмоприводом, маршевый реактивный двигатель с рулями и хвостовым оперением, элемент крепления к пилонам. Корпус выполнен из двух составных частей, передняя из которых является боевой. Ее кормовая часть выполнена в форме усеченного конуса, а задняя составная часть представляет собой планерное устройство, на корпусе которого установлены два поворотных крыла с силовым приводом. Внутри в верхней продольной части размещены отделение управления и продольная силовая стойка, на которой установлена дополнительная аэродинамическая поверхность с возможностью трансформации как в сложенное, так и раскрытое положение. Сочленение обеих составных частей планирующего боеприпаса выполнено с помощью опорно-сцепного механизма, установленного на штангу с возможностью осевого вращения. Штанга закреплена на продольной силовой стойке корпуса планерного устройства. Увеличивается дальность метания боеприпаса. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления. Она снабжена переходным обтекателем, в котором вокруг хвостовой части маршевой ступени размещено газодинамическое устройство управления, выполненное в виде газодинамического рулевого привода с пороховым аккумулятором давления торообразной формы, реализующее моментное управление путем создания поперечной тяги. Сопла газодинамического устройства управления выведены наружу переходного обтекателя в радиальном направлении. Стартовый двигатель выполнен отделяемым. Корпус стартового двигателя выполнен коническим. Боевая часть размещена в носовой части маршевой ступени. Блок управления размещен в хвостовой части маршевой ступени, которая вдвинута в центральную трубку, выполненную в стартовом двигателе. Уменьшается масса и увеличивается маневренность летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к управляемым пулям. Управляемая пуля содержит балансировочный груз, стабилизирующие элементы, аэродинамические органы управления, блок привода органов управления и систему управления по лучу, включающую фотоприемник и бортовую аппаратуру. В качестве балансировочного груза выступает боевая часть кинетического действия. Боевая часть выполнена в виде бронебойного стержня. Стабилизирующие элементы выполнены в виде двух консолей и расположены в плоскости, проходящей через продольную ось управляемой пули. Аэродинамические органы управления выполнены в виде пары цельноповоротных аэродинамических рулей, размещенных на одной оси, расположенной за стабилизирующими элементами по направлению движения в плоскости, проходящей через продольную ось управляемой пули и перпендикулярной плоскости расположения стабилизирующих элементов. В управляемой пуле размещен бортовой источник питания, выполненный с возможностью инициирования в момент произведения выстрела. Достигается повышение дальности стрельбы. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх