Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/



Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/
Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/
Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/
Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/
Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/
Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/
Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/
Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/
Реактивный гранатомет и ракета для него /варианты/

 


Владельцы патента RU 2499973:

Староверов Николай Евгеньевич (RU)

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к реактивным гранатометам и ракетам для реактивных гранатометов. Ракета для гранатомета содержит ракетный двигатель с кольцевым или цилиндрическим каналом или кольцевыми бронированными с одной стороны шашками, боевую часть, два или более реактивных сопла, два тандемных кумулятивных заряда, бесконтактный лазерный взрыватель. В двигателе расположены коаксиальные и не коаксиальные слои топлива, поперечные плоские или вогнутые слои топлива. Слои топлива имеют разную толщину, разную скорость горения, разное тепловыделение. Реактивный гранатомет содержит трубчатую направляющую, механизм и барабан револьверного типа, рычаг или шток с лопаткой, пружину. Шток с лопаткой содержит ролик, входящий в паз зигзагообразной формы. На разветвлениях паза находятся подпружиненные храповики. Изобретение позволяет повысить точность стрельбы. 11 н. и 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к переносным и передвижным пусковым устройствам и к боевым ракетам, а именно к гранатометам среднего и большого калибров (50-150 мм) и к пусковым установкам наземного и воздушного базирования.

Известны гранатометы, состоящие из боевой части и ракетного двигателя, см., например, интернет, википедия, РПГ-7. Но точность стрельбы из них невелика. При современном уровне ракетной техники не проблема доставить боевую часть на любое расстояние, проблема - попасть. Достижения электроники сделали дешевой и легкой систему определения дальности и расчет угла возвышения, но для одноразовых гранатометов ближнего боя она все же нецелесообразна.

Задача и технический результат данного изобретения - повышение точности стрельбы.

ВАРИАНТ 1. Между тем, высокой точности стрельбы ракетой легко добиться, если сделать характер изменения тяги таким, чтобы ускорение ракеты было всегда постоянным. При этом ракета за произвольный промежуток времени в горизонтальном направлении ускоряется во столько же раз, во сколько ускоряется в направлении «вниз» под действием силы тяжести. В итоге, во время работы двигателя ракета летит точно по прямой линии, и значит, ее легко навести с очень высокой точностью с помощью простейшего оптического прицела, без поправки на ускорение свободного падения.

Анализ движения с ускорением показывает, что чем меньше будет горизонтальное ускорение при одной и той же энергии двигателя (располагаемом импульсе), тем больше будет прицельная дальность. Например, имеется двигатель, способный придать ракете конечную скорость 300 м/с. Посмотрим, как меняется дальность, если:

время работы двигателя 1 с - ускорение 300 м/с2 - дальность 150 м,

время работы двигателя 2 с - ускорение 150 м/с2 - дальность 300 м,

время работы двигателя 3 с - ускорение 100 м/с2 - дальность 450 м,

время работы двигателя 5 с - ускорение 60 м/с2 - дальность 750 м.

Но нельзя увеличивать время выше определенного предела - движение ракеты становится слишком подверженным влиянию ветра, а противник за 5 секунд может увернуться от ракеты. Рационально для гранатомета выбрать время полета ракеты 2-3 секунды, а для ракет класса «воздух-земля» - 4-5 секунд. Причем, это время полета только по прямой линии, ракета будет лететь гораздо дольше и дальше, но уже по линии, напоминающей параболу. То есть, применив еще и электронику, можно обстреливать цели на удалении в несколько километров. Причем при пуске с самолета ракета уже будет иметь начальную скорость, и это должно учитываться при расчете характеристики изменения тяги (расчет ведется от конечных параметров, допустим, начальная скорость 200 м/с, дистанция 2000 м, время полета 4 с).

Ракета со стабилизацией вращением летит почти по этой теоретической зависимости, но так как она при этом летит под углом к потоку (с положительным углом атаки), то на нее действует небольшая подъемная сила, благодаря которой ракета будет чуть отклоняться вверх от теоретической прямой линии. Эту силу, как и аэродинамическое сопротивление, можно определить по результатам продувок в аэродинамической трубе, и ее надо учитывать при расчете траектории.

Ракета со стабилизацией аэродинамическими стабилизаторами теоретически по прямой линии лететь не может - под действием силы тяжести она чуть опускает нос, и часть ее тяги оказывается направленной вниз, увеличивая вертикальное ускорение, благодаря чему ракета будет отклоняться вниз от теоретической прямой. Но «опусканию носа» препятствует инерция, и поэтому при наличии трех условий можно получить практически прямую линию. Во-первых, ускорение надо выбирать достаточно большим, это уменьшает дальность полета по прямой линии (см. выше), и топлива в ракету потребуется положить больше, но результат оправдывает эти недостатки. Во-вторых, характеристика тяги должна быть резко прогрессирующей. И в-третьих, стабилизаторы должны быть развитыми по длине - они должны доходить до центра тяжести ракеты или даже заходить за него (такие стабилизаторы - это почти крылья). Окончательно «доводить» ракету надо путем экспериментальных пусков.

Рассмотрим требуемый характер изменения тяги двигателя, см. фиг.1. Масса ракеты вследствие выгорания топлива уменьшается, и поэтому теоретически тяга должна уменьшаться по экспоненте - линия «А». Но ракета летит не в безвоздушном пространстве, а в атмосфере, испытывая аэродинамическое сопротивление, пропорциональное квадрату скорости - линия «Б». Это сопротивление надо преодолевать, поэтому результирующая тяга должна выглядеть как линия «В», «Г» или «Д» (зависит от соотношения «топливо - полный вес», от конечной скорости и от обтекаемости ракеты). При подборе требуемого характера тяги изменяется и скорость выгорания топлива, поэтому окончательный вид графика определяется методом последовательных приближений, то есть испытаний.

Рассмотрим способы получения таких характеристик.

ВАРИАНТ 1-1. Усредненную характеристику Г (то есть постоянную тягу) сравнительно легко получить в цилиндрическом двигателе с кольцевым каналом, в двигателе с кольцевыми шашками на колосниках и в двигателе с торцевым горением. Более точно получить прогиб на характеристике можно, чередуя в двигателе с кольцевым каналом или в двигателе с кольцевыми шашками коаксиальные или не коаксиальные (например, катушкообразные, бочкообразные, конусные) слои топлива, а в двигателе с торцевым горением - поперечные плоские или выгнутые слои топлива с разной скоростью горения и/или с разным тепловыделением (разной «энергетичностью») или и то и другое, причем время горения обеих шашек в двигателе с кольцевым каналом в любом поперечном сечении должно быть одинаковым и время горения торцевой шашки в любом продольном сечении должно быть одинаковым. Выбирая форму границы между двумя соседними слоями, можно получить характеристику, очень близкую к требуемой.

Таким же образом - располагая слои с уменьшающейся или с увеличивающейся скоростью горения («быстрое» и «медленное» топлива) и/или тепловыделением - можно получить и характеристики В и Д. При этом следует учитывать, что давление в двигателе при повышении тяги будет увеличиваться, и следует рассчитывать скорость горения соответственно изменившимся условиям.

ВАРИАНТ 1-2. Спрямленные характеристики В и Д можно получить в двигателе с кольцевым каналом. Для этого внешняя и внутренняя шашки топлива в таком двигателе выполнены разной толщины из топлива с разной скоростью горения, или одинаковой толщины из топлива с разным тепловыделением, или и то, и другое, причем время горения обеих шашек (внешней и внутренней) одинаково и время горения шашки в любом поперечном сечении должно быть одинаковым.

Так как площадь горения внешней шашки топлива в процессе горения увеличивается, а площадь внутренней шашки уменьшается, то, выполнив внешнюю шашку большей толщины из топлива с большей скоростью горения и/или из топлива с большим тепловыделением, можно получить линейно увеличивающуюся тягу, и наоборот.

Этот вариант можно сочетать с вариантом 1-1, то есть внешняя и внутренняя шашки в свою очередь могут быть выполнены из слоев топлива с разной скоростью горения.

ВАРИАНТ 1-3. Очень технологично и в то же время очень точно можно получить любые характеристики изменения тяги, если в двигателе с кольцевым каналом или кольцевыми шашками слой топлива выполнить из двух видов топлива с разной скоростью горения и/или с разным тепловыделением, причем граница между видами топлива располагается в толще топлива не коаксиально (с одной стороны больше топлива 1, а с другой стороны больше топлива 2, см. фиг.2), а суммарное время горения обоих топлив в одной из шашек (внешней или внутренней) двигателя с кольцевым каналом в любом поперечном сечении двигателя одинаково (в другой шашке может быть неодинаково). При этом кольцевые шашки могут быть с одной из сторон бронированы.

Двигатель с кольцевым каналом может иметь слой топлива только с одной стороны - с внешней стороны для возрастающей характеристики В или с внутренней стороны для уменьшающейся характеристики Д, причем суммарная толщина слоя топлива будет непостоянная в разных поперечных сечениях, то есть канал в цилиндрическом двигателе будет или несколько сужающимся, или расширяющимся (последнее предпочтительнее, чтобы испытывать эрозионное горение).

В этом варианте используется всего два вида топлива, но, варьируя форму границы между ними, можно получить любую характеристику газовыделения в пределах этих двух топлив (от одного до другого), в том числе сначала уменьшающуюся, а потом увеличивающуюся (на графике на фиг.1 эта характеристика была бы между характеристиками В и Г).

Именно этот самый сложный случай показан на фиг.2, где 1 - корпус двигателя с соплами, 2 - внутренняя шашка топлива, 3 - внешняя шашка топлива, состоящая из двух слоев двух видов топлива, 4 - центральное тело (может быть трубчатым и наполнено взрывчаткой). Более плотной точечной штриховкой показано более быстро горящее топливо.

Работает ракета следующим образом. Сначала горят обе шашки 2 и 3, причем на внутренней шашке имеется топливо только одного вида - «быстрое» и шашка непостоянной толщины, и поэтому тяга вначале несколько уменьшается (используется принцип способа 1-2). На внешней шашке сначала горит только «медленное» топливо, а затем постепенно во все более увеличивающемся количестве начинает гореть расположенное под ним «быстрое» топливо. Вследствие особой формы границы между этими слоями, тяга прогрессивно увеличивается.

Время горения внешней шашки 3 во всех поперечных сечениях постоянно, то есть фронт горения подходит к наружной стенке двигателя одновременно. Внутренняя шашка 2 сгорает не одновременно, обеспечивая уменьшение тяги в начальной фазе горения. Более того, внутренняя шашка может даже не покрывать центральное тело целиком, а только, например, на 60%.

Если вместо быстрого и медленного топлив применить два других вида топлива с одинаковой скоростью горения, но с разным тепловыделением - условно назовем их «стандарт» и «энергетичное», то внешний слой будет одинаковой толщины. Возможен комбинированный вариант.

ВАРИАНТ 1-4. Получить увеличивающуюся площадь горения, а значит, и тягу, можно, если в объеме топлива поместить один или несколько продольных или наклонных стержней или пластин из более быстро горящего топлива. В основном это относится к двигателю торцевого горения. В этом случае плоский, или выпуклый, или вогнутый вначале фронт горения постепенно станет конусным или многоконусным, что и вызовет увеличение тяги.

Данный вариант показан на фиг.3, где 1 - корпус двигателя с соплом, 5 - основное топливо, 6 - осевой стержень из быстрого топлива, 7 - шесть более коротких стержней из еще более быстрого топлива, 8 - двенадцать пластин (по две с боков каждого стержня 7) или одна конусная пластина по всей окружности переднего торца двигателя (на чертеже они выглядят одинаково), сделанная из топлива, горящего в 1,41 раза быстрее основного (все направления в описании даны относительно направления полета ракеты).

Работает двигатель следующим образом. Сначала происходит зажигание по торцу топлива 5 - площадь горения минимальна. Затем огонь доходит до стержня 6, и в плоском фронте горения начинает образовываться конус с вершиной на этом стержне. Затем фронт горения доходит до стержней 7, и фронт горения становится семиконусным, причем стержни 7 могут быть попарно разной длины и зажигаться по очереди, но при этом они должны иметь разную скорость горения, чтобы до переднего торца двигателя фронт горения дошел по всем стержням одновременно. Затем фронт горения доходит до пластин или пластины 8, горящей ровно в 1,41 раза быстрее основного топлива, а значит, образующих фронт горения с углом при вершине ровно 90 градусов. Благодаря этому общий фронт горения доходит до переднего торца двигателя и до его боковых стенок почти одновременно. До этого момента ракета летит почти по прямой линии. Небольшие отклонения реальной характеристики горения от кривой «В» на графике на фиг.1 минимально скажутся на прямизне полета ракеты.

ВАРИАНТ 1-5. Получить прогрессирующую характеристику типа прямой «В» можно и следующим способом. Топливо в двигателе с кольцевым каналом или в двигателе с цилиндрическим каналом имеет в топливной шашке закрытополостные радиальные щелевые пустоты («щели»). Причем желательно, чтобы радиальный размер щелей (разница между расстояниями от продольной оси до начала и до конца щели) должен быть постоянным (чтобы фронт горения дошел до внешней стенки двигателя одновременно), см. фиг.4.

На фиг.4 показан поперечный разрез такого двигателя с цилиндрическим каналом, где 5 - основное топливо, 9 - цилиндрический канал, 10 - щели.

Работает этот двигатель следующим образом. Фронт горения сначала цилиндрический, и его площадь при горении линейно увеличивается. Но затем горение доходит до первых щелей, и на этом цилиндрическом фронте появляются зубцы, то есть его поверхность увеличивается. И зубцов становится все больше и больше. Можно подобрать расположение и размер щелей так, что характеристика горения будет очень близка к кривой «В».

ВАРИАНТ 1-6. Этот вариант очень похож на предыдущий, только вместо щелей топливо в двигателе с кольцевым каналом или в двигателе с цилиндрическим каналом имеет в топливной шашке радиальные включения более быстро горящего или менее быстро горящего топлива.

На фиг.5 показан такой двигатель, где 5 - основное топливо, 11 - радиальные пластины из быстрого топлива.

Работает этот двигатель следующим образом. Фронт горения сначала цилиндрический и его площадь при горении линейно увеличивается. Но затем горение доходит до первых пластин 11, горение на которых уходит вглубь, и на этом цилиндрическом фронте появляются зубцы, то есть его поверхность увеличивается. Размер зубцов становится все больше и больше. Можно подобрать расположение и размер радиальных пластин так, что характеристика горения будет очень близка к кривой «В».

Варианты 1-5 и 1-6 обладают очень прогрессирующей характеристикой горения и целесообразны в основном для ракет со стабилизацией с помощью аэродинамических стабилизаторов.

ВАРИАНТ 1-7. В двигателе с цилиндрическим каналом площадь горения увеличивается линейно, а если надо получить нелинейную прогрессирующую характеристику тяги, то следует применить сферический двигатель или комбинацию в двигателе цилиндрической и сферической поверхностей. То есть такой двигатель имеет форму одной или нескольких соединенных патрубками сфер или имеет комбинированную форму, состоящую из двух полусфер и цилиндрической части, а шашка твердого ракетного топлива расположена изнутри на этих поверхностях.

Разумеется, такой вариант может сочетаться с идеей вариантов 1-1 -1-6, то есть в шашке могут быть слои, щели, пластины.

Работает двигатель следующим образом. По мере сгорания топлива радиус сфер линейно увеличивается, что вызывает квадратичное увеличение площади горения в сферическом двигателе. С учетом повышения давления скорость газовыделения увеличивается еще интенсивнее. В комбинированном сфероцилиндрическом двигателе степень прогрессии характеристики меньше.

ВАРИАНТ 2. Запуск реактивной ракеты из гранатомета сопряжен с опасностью ожога стреляющего, так как после выхода из пусковой трубы истекающие из сопла горячие газы обжигают все снаружи трубы. Чтобы этого избежать, в двигателе данной ракеты имеется два или более реактивных сопел, расположенных так, что составляют с поперечной плоскостью ракеты угол 20-70 градусов (оптимально 45). При этом векторы тяги могут проходить через продольную ось ракеты (при этом ракета не закручивается, см. фиг.6-а), или проходить в перпендикулярно перекрещивающемся направлении (при этом ракета закручивается вокруг продольной оси с максимальной скоростью, фиг.6-б), или занимать промежуточное положение (ракета закручивается со средней скоростью, фиг.6-в).

Разумеется, косое расположение сопел уменьшает результирующий вектор тяги, направленный вперед. Например, при угле отклонения сопел 45 градусов эффективность двигателя составит всего 71% от возможной. Это потребует увеличения количества топлива в 1,41 раза, но оно оправдано.

Эффективность двигателя будет еще меньше, если он закручивает ракету - часть энергии импульса потратится на закрутку. Но зато при этом ракета получает столь необходимую для прямолинейного полета стабилизацию вращением. К тому же при использовании осколочного, фугасного или термобарического боеприпаса эта энергия не пропадает даром - она передается осколкам, которые при этом получат большую начальную скорость, или ударной волне в фугасном боеприпасе или улучшает распыление содержимого термобарического боеприпаса.

Однако при применении кумулятивного боеприпаса закрутка ракеты снизит бронепробиваемость. Чтобы этого не случилось, в такой ракете боевая часть и двигатель соединены с возможностью вращения с помощью подшипника трения (через графитованный фторопласт) или качения, а невращающаяся часть имеет косые аэродинамические поверхности, препятствующие закрутке.

На фиг.6-а, б, в показаны упомянутые три случая, вид сзади, где 1 - корпус двигателя, 12 - векторы тяги.

Работает вариант 2 ракеты следующим образом. При выходе из пусковой трубы струи из сопел двигателя расходятся под углом к оси ракеты и не задевают стреляющего, который оказывается в «мертвой зоне».

ВАРИАНТ 2-1. Современные танки имеют динамическую защиту, поэтому для их поражения необходимы тандемные кумулятивные заряды. Поэтому следует применять тандемные заряды. Можно применить удлиненный боеприпас, но такая ракета не влезет в барабан гранатомета револьверного типа. Чтобы можно было стрелять тандемными боеприпасами из барабана, тандемный боеприпас должен быть складывающимся. Для этого в данном варианте ракета содержит два тандемных кумулятивных заряда, передний из которых крепится на расположенных сбоку трех или более пневмоцилиндрах или на одном центральном пневмоцилиндре, срабатывающих при пуске от давления внутри двигателя или от отдельной газогенераторной шашки. Цилиндры могут быть многозвенные (как телескопическая антенна радиоприемника).

Прочность цилиндров должна быть достаточной, чтобы выдерживать давление от двигателя или от газогенераторной шашки. Суммарная площадь цилиндров должна быть достаточной, чтобы при данном давлении преодолеть инерцию массы переднего заряда при максимальной испытываемой перегрузке.

Чтобы после окончания работы двигателя пневмоцилиндры, работающие от его давления, не сложились обратно под действием встречного напора воздуха, пневмоцилиндры должны иметь обратный клапан/клапаны, направленные в сторону пневмоцилиндров, или защелки-фиксаторы, ограничивающие обратное движение пневмоцилиндров. При применении газогенераторной шашки этого не требуется.

На фиг.7 показана ракета, состоящая из двигателя 1, соединенного подшипником скольжения 13 с задним кумулятивным зарядом 14. На заряде 14 имеются три или более пневмоцилиндра 15 (показаны в выпущенном положении), на которых спереди на пилонах расположен передний кумулятивный заряд 16. Также на заряде 14 имеются аэродинамические поверхности 17, препятствующие закрутке боевой части от силы трения в подшипнике 13.

Работает ракета следующим образом. При пуске газы двигателя через полую ось вращения с обратным клапаном (не показаны) поступают в пневмоцилиндры 15, они распрямляются, и передний кумулятивный заряд 16 выдвигается на нужное расстояние.

ВАРИАНТ 2-2. Практика показала, что из гранатомета, даже не столь совершенного, можно сбить летящий вертолет. Чтобы сделать поражение летящей цели более вероятным, данный вариант ракеты содержит бесконтактный лазерный взрыватель (патент №2412427), срабатывающий на наименьшем удалении от цели в секторе разлета осколков (сектор рассчитывается исходя из 75% скорости движения и скорости вращения ракеты).

Работает ракета следующим образом. Запускается в сторону цели и взрывается при прямом попадании или на минимальном расстоянии от цели, поражая ее осколками и взрывной волной. Лазерный взрыватель должен взводиться на безопасном расстоянии от стреляющего. Такая ракета может быть использована и для стрельбы по окнам здания - она взорвется при пролете плоскости окна, но при этом ракета не должна пролетать вблизи других объектов ближе, чем чувствительность лазерного взрывателя.

ВАРИАНТ 3. Рассматриваемая ракета может быть выпущена из одноразового гранатомета, многоразового однозарядного гранатомета или из многозарядного гранатомета. Последние два, разумеется, предпочтительнее, так как они вследствие многоразовости могут быть оснащены хорошим оптическим прицелом, лазерным дальномером и электронным вычислителем. Известные гранатометы содержат или несколько отдельных самостоятельных пусковых труб, или одну пусковую трубу и барабан револьверного типа. Последний в известных конструкциях приводится в действие взводимой пружиной. Однако есть техническое решение, лучшее, чем два упомянутых.

В данном гранатомете револьверного типа позади готовой к пуску ракеты находится рычаг с лопаткой или расположенный в направляющих шток с лопаткой, отклоняющийся от действия реактивной струи, движение которого передается пружине, которая на обратном ходе передает движение механизму револьверного типа (такие механизмы известны, см., например, «Оружие пехоты», Харвест, 1999, стр.59, револьвер Нагана, и в данной заявке не рассматриваются).

На фиг.8 показан гранатомет, состоящий из пусковой трубы 18, револьверного барабана 19 и рычага 20 с лопаткой, расположенного позади барабана. На пусковой трубе могут быть: плечевой упор 21, рукоятка 22, которую держат двумя руками (рука на руке) и перископический оптический прицел 23. Гранатомет предназначен для стрельбы ракетами со стабилизацией вращением.

Работает гранатомет следующим образом. При выстреле (точнее - при пуске ракеты) истекающие из сопел двигателя газы давят на лопатку и отклоняют рычаг 20. Рычаг 20 в центральной части барабана сжимает или растягивает пружину (не показана). До вылета ракеты пружина остается в сжатом состоянии, а потом на обратном ходе приводит в действие револьверный механизм.

ВАРИАНТ 3-1. Рассмотрим один из вариантов револьверного механизма. Гранатомет имеет расположенный в направляющих, не допускающих вращения (в квадратных или в цилиндрических с пазом и штифтом), и подпружиненный пружиной 24 шток 25 с лопаткой 26, который имеет ролик 27, входящий в расположенный на цилиндрической поверхности барабана паз 28 зигзагообразной формы, показанной на фиг.9, причем на разветвлениях паза имеются подпружиненные зубцы 29-а и 29-б, пропускающие ролик только в одном направлении, а конец штока на обратном ходе входит в центрирующее отверстие 30 около каждой ячейки барабана.

Механизм может быть расположен внутри или снаружи барабана.

Зубцы могут быть расположены в одной плоскости с роликом или в перпендикулярной плоскости.

Работает механизм следующим образом. Истекающие из сопел газы давят на лопатку 26, и шток 25 прогоняет ролик 27 по пазу 28, причем при движении лопатки и штока назад (направо на чертеже) ролик движется по прямому участку паза, отодвигая зубец 29-б, и никакого движения барабан не совершает. Затем под действием пружины 24 шток совершает обратный ход - движется вперед (то есть налево на чертеже), ролик 27 входит в косой участок зигзагообразного паза 28, отодвигает зубец 29-а и входит в следующий прямой участок паза. Барабан поворачивается на нужный угол.

Чтобы механизм был нечувствителен к загрязнениям и замерзаниям, ролик размещен в пазу с некоторым зазором, не обеспечивающим нужной точности совпадения ячейки барабана с пусковой трубой. Но в конце своего обратного хода (налево на чертеже) шток своей конусной частью входит в центрирующее отверстие 30 и центрирует ячейку относительно пусковой трубы с нужной точностью.

Важная особенность данного механизма в том, что он может стрелять очередью. В некоторых условиях это может быть очень полезно. Например, при стрельбе по атакующей цепи противника, по движущемуся противнику из засады, по летящему вертолету, по быстро движущемуся танку и т.п. Необходимо предусмотреть переводчик огня путем блокировки капсульного или электрического зажигания двигателя.

Как упоминалось выше, некоторое расстояние ракета из такого гранатомета будет лететь по прямой, например за три секунды 450 метров. Но это не значит, что ракета будет лететь по своей продольной линии или по продольной линии пусковой трубы. Эта линия будет лежать на несколько сантиметров выше теоретической, поскольку ракета вылетает из пусковой трубы уже с некоторой поступательной скоростью. И линия полета будет наклонена вниз под определенным углом, зависящим от ускорения ракеты. Причем при стрельбе вверх или вниз надо вносить небольшую поправку. Удобно это делать, нанеся на визир оптического прицела соответствующие деления.

Как и в любом неуправляемом оружии, необходимо вносить поправку на ветер. Небольшую поправку надо вносить и на высокогорье.

Данный гранатомет с такими ракетами будет стрелять очень точно - на расстоянии 200 м можно будет попасть в амбразуру дота, а на расстоянии 450 метров можно будет попасть в окно здания.

1. Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что в двигателе с кольцевым каналом или в двигателе с кольцевыми шашками чередуются коаксиальные или не коаксиальные слои топлива, а в двигателе с торцевым горением - поперечные плоские или вогнутые слои топлива с разной скоростью горения и/или с разным тепловыделением или и то и другое, причем время горения обеих шашек в двигателе с кольцевым каналом в любом поперечном сечении одинаково, а время горения торцевой шашки в любом продольном сечении одинаково.

2. Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что внешняя и внутренняя шашки топлива в двигателе с кольцевым каналом выполнены разной толщины из топлива с разной скоростью горения, или одинаковой толщины из топлива с разным тепловыделением, или и то, и другое, причем время горения обеих шашек одинаково и время горения шашки в любом поперечном сечении одинаково.

3. Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что в двигателе с кольцевым каналом или с кольцевыми шашками слой топлива выполнен из двух видов топлива с разной скоростью горения и/или с разным тепловыделением, причем граница между видами топлива располагается в толще топлива не коаксиально, а суммарное время горения обоих топлив в одной из шашек в двигателе с кольцевым каналом в любом поперечном сечении двигателя одинаково.

4. Ракета по п.3, отличающаяся тем, что кольцевые шашки с одной из сторон бронированы.

5. Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что в объеме топлива имеется один или несколько продольных или наклонных стержней или пластин из более быстро горящего топлива.

6. Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что топливо в двигателе с кольцевым каналом или в двигателе с цилиндрическим каналом имеет в топливной шашке закрытополостные радиальные щелевые пустоты («щели»).

7. Ракета по п.6, отличающаяся тем, что радиальный размер щелей (разница между расстояниями от продольной оси до начала и до конца щели) должен быть постоянным

8. Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что топливо в двигателе с кольцевым каналом или в двигателе с цилиндрическим каналом имеет в топливной шашке радиальные включения более быстро горящего или менее быстро горящего топлива.
9 Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что имеет форму одной или нескольких, соединенных патрубками сфер или имеет комбинированную форму, состоящую из двух полусфер и цилиндрической части, а слой твердого ракетного топлива расположен изнутри на этих поверхностях.

10. Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что имеет два или более реактивных сопла, расположенных так, что составляют с поперечной плоскостью ракеты угол 20-70 градусов.

11. Ракета по п.10, отличающаяся тем, что векторы тяги проходят через продольную ось ракеты, или проходят в перпендикулярно перекрещивающемся направлении, или занимают промежуточное положение.

12. Ракета по п.10, отличающаяся тем, что боевая часть и двигатель соединены с возможностью вращения с помощью подшипника трения или качения, а невращающаяся часть имеет косые аэродинамические поверхности, препятствующие закрутке.

13. Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что содержит два тандемных кумулятивных заряда, передний из которых крепится на расположенных сбоку трех или более пневмоцилиндрах или на одном центральном пневмоцилиндре, срабатывающих при пуске от давления внутри двигателя или от отдельной газогенераторной шашки.

14. Ракета по п.13, отличающаяся тем, что пневмоцилиндры имеют обратный клапан/клапаны, направленные в сторону пневмоцилиндров, или защелки-фиксаторы, ограничивающие обратное движение пневмоцилиндров.

15. Ракета для гранатомета, содержащая ракетный двигатель и боевую часть, отличающаяся тем, что содержит бесконтактный лазерный взрыватель.

16. Реактивный гранатомет, содержащий трубчатую направляющую и барабан револьверного типа, отличающийся тем, что позади готовой к пуску ракеты находится рычаг с лопаткой или расположенный в направляющих шток с лопаткой, отклоняющийся от действия реактивной струи, движение которого передается пружине, которая на обратном ходе передает движение механизму револьверного типа.

17. Реактивный гранатомет по п.16, отличающийся тем, что имеет расположенный в направляющих, не допускающих вращения, и подпружиненный пружиной 24 шток 25 с лопаткой 26, который имеет ролик 27, входящий в расположенный на цилиндрической поверхности барабана паз 28 зигзагообразной формы, показанной на фиг.9, причем на разветвлениях паза имеются подпружиненные храповики 29-а и 29-б, пропускающие ролик только в одном направлении, а конец штока на обратном ходе входит в центрирующее отверстие 30 около каждой ячейки барабана.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической головной части и к способу ее сборки. Космическая головная часть содержит космический аппарат, головной обтекатель и переходную систему, которая обеспечивает стыковку ракеты-носителя с космическим аппаратом.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Система мягкой посадки многоразовой ракетной ступени содержит ракетные двигатели, посадочные опоры и подсистему вертикализации ступени после ее посадки.

Изобретение относится к военной технике, а более конкретно к способу управления движением летательного аппарата. Совмещение стабилизированной линии визирования производят последовательно с каждым объектом визирования.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета заключается в отклонении качающейся части маршевого двигателя в заданной плоскости увода струи с учетом периодического вычисления командного сигнала на отклонение качающейся части маршевого двигателя ракеты-носителя в зависимости от программного угла, отклонения и скорости отклонения характерной точки ракеты-носителя от вертикальной оси пускового устройства, угла и угловой скорости тангажа ракеты-носителя и в одновременной стабилизации углового положения ракеты-носителя в плоскости, перпендикулярной заданной.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Многоразовый возвращаемый ракетный блок содержит фюзеляж, крыло с двумя консолями, левый и правый блоки двигателей управления.

Изобретение относится к ракетам, в частности к ракетам с бескорпусными бессопловыми двигателями торцевого горения. Ракета с бескорпусным бессопловым двигателем торцевого горения содержит головную часть и шашку твердого ракетного топлива.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической отрасли, а именно к наземному вспомогательному оборудованию. .

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к тактическим управляемым ракетам, используемым в условиях жестких габаритных ограничений. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам-носителям для выведения в космос космических аппаратов. .

Изобретение относится к конструкциям гранатометных комплексов. .

Изобретение относится к области военной техники и может быть использовано в конструкциях гранатометов, преимущественно ручных одноразового применения. .

Изобретение относится к гранатометам, в частности ручным одноразового применения. .

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в конструкциях гранатометов одноразового и многоразового применения, в частности, для поражения бронированной техники, оснащенной комплексом активной защиты, способной обнаружить и уничтожить гранату на подлете к цели.

Изобретение относится к зенитному ракетному оружию, в частности, для индивидуального использования. .

Изобретение относится к оружию, а более конкретно к автоматическому оружию с расположением всего боекомплекта в стволе. .

Изобретение относится к технике вооружения и может быть использовано при создании пусковых установок (ПУ) для переносных ракетных комплексов. .

Изобретение относится к области военной техники, а именно к оружию для стрельбы, из которого используются гранаты (снаряды), полет которых стабилизирован на траектории хвостовым оперением.

Изобретение относится к реактивным пусковым установкам, в частности к индивидуальным пусковым установкам. .

Изобретение относится к области военной техники, в частности к легкому стрелковому автоматическому оружию, для использования во всех родах войск. Устройство для ведения комбинированного автоматического огня из двух совмещенных стволов содержит свободный затвор под пистолетный патрон, затвор, запирающийся при помощи поворотной личинки, челнок с лотком для подачи пистолетных патронов.
Наверх