Управляемая пуля

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 ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известна зенитная ракета зенитного ракетного комплекса 9К331 «Тор-М1» [Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного, артиллерийского и ракетного оружия. Часть И. Физические основы устройства и функционирования ракетного оружия: учебник для вузов / Под ред. проф. В.В.Ветрова и проф. В.П.Строгалева. - Тула: Изд-во ТулГУ, 2007. - 784 с.], в которой реализовано комбинированное моментное управление ракетой. Сопла газодинамического привода размещены в аэродинамических рулях, при этом реактивная сила, создаваемая газодинамическим устройством управления, создает управляющий момент только при отклонении аэродинамических рулей.

Недостатком аналога является невозможность использования такого решения на бескрылых летательных аппаратах, а также то, что ввиду ограничений, накладываемых на величину угла отклонения аэродинамических рулей, большая часть реактивной силы, создаваемой газодинамическим устройством управления, не участвует в создании управляющего момента.

Известен способ и устройство управления снарядом [заявка WO 2008/112510 А1, МПК6 F41G 7/00], конструкция устройства, описанного в нем, является наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению и принята авторами в качестве прототипа. Устройство для управления снарядом (Фиг.1) содержит боевую часть 1, газодинамическое устройство управления 2, блок управления 3 и стартовый двигатель 4. При этом конструкция устройства позволяет его использовать для управления бескрылыми летательными аппаратами. Газодинамическое устройство управления представляет собой совокупность импульсных ракетных двигателей и при этом выполнено в едином корпусе с блоком управления.

Недостатки устройства управления снарядом заключаются в следующем:

- управление летательным аппаратом осуществляется в импульсном режиме и является дискретным, что снижает маневренность летательного аппарата и уменьшает быстродействие управления;

- стартовый двигатель выполнен неотделяемым, что увеличивает аэродинамическое сопротивление на энергопассивном участке траектории полета летательного аппарата;

- газодинамическое устройство управления занимает часть внутреннего объема летательного аппарата, в которой возможно размещение боевой части или стартового двигателя, что снижает боевую эффективность летательного аппарата.

Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение габаритов летательного аппарата по длине при уменьшении пассивной массы летательного аппарата и увеличении его жесткости, уменьшение доли свободного объема в переходном обтекателе, реализация непрерывного во времени управления летательным аппаратом на всем участке работы газодинамического устройства управления, уменьшение габаритов и массы газодинамического устройства управления, уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение маневренности летательного аппарата.

Поставленная задача решается тем, что в управляемой пуле, выполненной по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащей боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления, новым является то, что 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, при этом 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, а блок управления - в хвостовой части маршевой ступени, которая вдвинута в центральную трубку, выполненную в стартовом двигателе.

Газодинамическое устройство управления размещено в переходном обтекателе, что позволяет использовать для размещения газодинамического устройства управления свободный объем внутри управляемой пули, при этом объем, занятый остальными агрегатами управляемой пули, остается неизменным. Поскольку источником рабочего тела для газодинамического устройства управления является пороховой аккумулятор давления, управление летательным аппаратом удается реализовать непрерывным, за счет чего увеличивается быстродействие и маневренность летального аппарата. Бортовая аппаратура управляемой пули размещена в хвостовой части маршевой ступени и вдвинута в центральную трубку, расположенную в стартовом двигателе, благодаря чему уменьшается длина управляемой пули в сравнении с прототипом.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическим материалом (Фиг.2), где на чертеже изображена управляемая пуля. Управляемая пуля содержит маршевую ступень с боевой частью 1, газодинамическое устройство управления 2, блок управления 3, стартовый двигатель 4 с центральной трубкой 5, переходный обтекатель 6, связывающий стартовый двигатель с маршевой ступенью и сопла газодинамического устройства управления 7. Стрелками на Фиг.2 изображено направление реактивной струи, создаваемой газодинамическим устройством управления.

Боевая часть 1 представляет собой носовую часть маршевой ступени и служит для поражения цели. Вокруг задней части маршевой ступени расположено газодинамическое устройство управления 2, размещенное в переходном обтекателе 6. К задней части боевой части 1 примыкает блок управления 3, включающий в себя бортовую аппаратуру и аэродинамическое устройство управления маршевой ступенью. Блок управления предназначен для приема оптического луча, определяющего отклонение реального положения управляемой пули от потребного, обработки этого сигнала и выдачи управляющих команд на газодинамическое устройство управления в промежуток времени между стартом управляемой пули и отделением стартового двигателя, а также на аэродинамическое устройство 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. Сопла газодинамического устройства управления 7 выведены наружу переходного обтекателя 6 и служат для создания направления действия реактивной струи, создающей управляющую силу.

Устройство работает следующим образом.

На участке разгона управляемой пули работает стартовый двигатель 4, разгоняющий управляемую пулю до требуемого значения скорости, 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. Во время полета управляемой пули с момента старта до момента отделения стартового двигателя осуществляется моментное управление летательным аппаратом за счет того, что газодинамическое устройство управления 2 создает реактивную тягу в поперечном направлении при помощи сопел 7, в результате действия которой образуется управляющий момент относительно центра масс управляемой пули, выводящий управляемую пулю на пространственный угол атаки. 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 размещен блок управления 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 в заданном направлении с помощью аэродинамического устройства управления, находящемся в блоке управления 3, причем ее движение осуществляется за счет скорости, достигнутой за время работы стартового двигателя.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить габариты летательного аппарата по длине при уменьшении пассивной массы летательного аппарата и увеличении его жесткости, уменьшить долю свободного объема в переходном обтекателе, реализовать непрерывное во времени управление летательным аппаратом на всем участке работы газодинамического устройства управления, уменьшить габариты и массу газодинамического устройства управления, уменьшить аэродинамическое сопротивление и увеличить маневренность летательного аппарата.

Управляемая пуля, выполненная по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащая боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления, отличающаяся тем, что 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, при этом 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, а блок управления - в хвостовой части маршевой ступени, которая вдвинута в центральную трубку, выполненную в стартовом двигателе.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, в частности к системам стабилизации полета. Способ управления заключается в измерении текущих значений углов наклона траектории θ, пути ψ, крена γ, определении необходимых для наведения на цель ракеты значений углов наклона траектории θзад, пути ψзад, крена γзад, определении сигналов рассогласований по углам наклона траектории Δθзад, пути Δψзад, крена Δγзад от заданных значений и формировании сигналов скорости отклонения рулей по каналу высоты δ ˙ B , направления δ ˙ H , элеронов δ ˙ Э .

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам с газовым подвесом. Снаряд с газовым подвесом содержит гладкую цилиндрическую часть.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к пулям для стрелкового оружия. Хвостовая часть пули в полете принимает удобообтекаемую форму.

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым реактивным снарядам. Управляемый реактивный снаряд включает управляющий и разгонный блоки.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах и в управляемых пулях. Управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, в частности к ракетам, регулярно вращающимся по углу крена, например со стартом из ствольной установки.

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) при нанесении ударов по стационарным (наземным и надводным) объектам противника бомбами, оснащенными фугасными боевыми частями, в условиях радиоэлектронного противодействия противника.

Изобретение относится к оборудованию для управляемого оружия и предназначено для использования при управлении полетом корректируемой авиационной бомбы (КАБ) с целью поражения радиоэлектронных средств (РЭС) противника.

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.

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.

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 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.

Группа изобретений относится к системам управления ракетами (СУР). Cпособ формирования команд управления включает измерение величины угла крена ракеты, формируемой в виде сигнала в n-разрядном коде Грея, который преобразуют в двоичное число, содержащее n-разрядов, логические уровни которого вырабатывают многоступенчатую аппроксимацию сигналов синусоиды и косинусоиды, и формируют из декодированных принимаемых сигналов команды управления ракетой соответственно по курсу и тангажу. СУР включает в себя гироскопический измеритель угла крена, логическую схему «исключающее ИЛИ», преобразователь команд управления и второй рулевой привод. Способ измерения угла крена включает формирование дополнительных последовательностей логических уровней, формирующих число в n-разрядном коде Грея, которое преобразуют в двоичное n-разрядное число, соответствующее измеренной величине угла крена ракеты. В гироскопический измеритель угла крена дополнительно введены пары светодиод-фотодиод, размещенные на корпусе гироскопа и разделяемые растром. Способ включает формирование синусного и косинусного сигналов для формирования команд управления на ней, при котором двоичное число в параллельном виде формируют в виде n-разрядного. В СУР введён синус-косинусный формирователь М задатчиков чисел и логическая схема «НЕ». Повышается эффективность формирования команд управления СУР. 6 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области вооружений, в частности к взрывателям с оптическим датчиком цели для реактивных боеприпасов. Оптический датчик цели установлен внутри корпуса головного взрывателя. На корпус взрывателя установлен защитный кожух, головной стопорный элемент, пиропривод, электронно-временное устройство и нижний стопорный элемент. Кожух представляет собой тело вращения оболочечного типа, преимущественно повторяющее наружные обводы взрывателя. Кожух установлен с наружной стороны взрывателя. Кожух состоит из трех и более сегментов. Головной стопорный элемент установлен на головной части защитного кожуха. Пиропривод установлен на корпусе взрывателя и обеспечивает осевое перемещение головного стопорного элемента. Выводы электронно-временного устройства соединены с выводами пиропривода. Нижний стопорный элемент взаимодействует с нижними частями сегментов защитного кожуха и фиксирует сегменты защитного кожуха на корпусе взрывателя от перемещения в радиальном направлении. Сегменты защитного кожуха имеют конструктивные элементы, взаимодействующие с ответными конструктивными элементами на корпусе взрывателя, и исключают возможность перемещения сегментов относительно корпуса взрывателя при установленных головном и нижнем стопорных элементах. Достигается расширение функциональных характеристик реактивного боеприпаса с оптическим датчиком цели. 3 ил.
Изобретение относится к боеприпасам, в частности к снарядам, невидимым для радиорадаров (стелс-снарядам). Стелс-снаряд содержит корпус, взрыватель и взрывчатое вещество. Снаряд выполнен из радиопрозрачного композитного материала и имеет заднюю (относительно направления движения) часть в виде полусферы или полуэллипсоида, или полуовала вращения. Достигается создание снаряда, невидимого для радиорадаров. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способу подрыва осколочно-фугасной боевой части (ОФБЧ). Способ подрыва ОФБЧ самонаводящегося боеприпаса с управляющим блоком (УБ) осуществляется посредством ударного воздействия бойка на головное взрывательное устройство (ВУ) мгновенного действия ОФБЧ. Боеприпас снабжен системой управления. Ударное воздействие бойка на ВУ осуществляют через дополнительно введенную в состав УБ аэродинамическую иглу (АИ), которую опирают на боек. Для осколочного подрыва ОФБЧ производят, в момент удара УБ о преграду, механическую расфиксацию и утапливание АИ и бойка в корпус УБ соосно его продольной оси вплоть до удара бойка по ВУ. Для фугасного подрыва ОФБЧ, по команде системы управления УБ, АИ жестко заклинивают в корпусе УБ. Достигается придание самонаводящимся боеприпасам нового качества ситуационного преобразования типа подрыва. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к области устройств для улучшения управления ракетами или реактивными снарядами, а именно к устройствам управления ракетой или реактивным снарядом, например малого калибра. Устройство управления ракетой или реактивным снарядом имеет основную боковую поверхность с носом на уровне одного из ее концов и средства инициирования пороха. Устройство содержит полость, определяющую камеру сгорания и заполненную взрываемым порохом. Взрываемый порох содержит нанотермиты. Реактивный снаряд или ракета содержит устройство управления ракетой или реактивным снарядом. Достигается улучшение управления ракетами или реактивными снарядами. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области управления летательными аппаратами (ЛА), в частности, стабилизированными вращением. Способ использует информацию о векторе магнитного поля Земли (МПЗ), измеренном датчиком МПЗ в связанной с ЛА вращающейся по крену системе координат. Сигнал измеренного датчиком угла крена суммируют с сигналом поправки этого угла, вычисляемой с учетом угла наклона вектора напряженности МПЗ, углов магнитного курса и тангажа ЛА. Определяют функцию чувствительности (ФЧ) сигнала поправки угла крена в зависимости от ФЧ ошибки измерения угла крена ЛА датчиком МПЗ к ошибкам определения углов тангажа и рыскания ЛА, вычисляемых с учетом наклона вектора напряженности МПЗ. При этом углы тангажа и курса ЛА выбирают так, чтобы ФЧ-сигнала поправки угла крена не превышала допустимого по точности вычисления данного угла значения. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 8 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.

Наверх