Способ испытаний артиллерийского снаряда

Авторы патента:

Сабинин Сергей Владимирович (RU)

Лопатин Константин Константинович (RU)

Захаров Владислав Львович (RU)

Нагорный Михаил Владимирович (RU)

Загорулько Виталий Владимирович (RU)

Анферов Роман Леонидович (RU)

F42B10/14 - с раскрывающимся опереньем после запуска, например после вылета из ствола

Владельцы патента RU 2551299:

Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)

Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в артиллерийских снарядах со складными хвостовыми стабилизаторами. Заряжают артиллерийский снаряд, отсоединяют хвостовое оперение от основной части и устанавливают в стволе в направлении, обратном выстреливанию, и жестко скрепляют со стволом, доводят массу основной части до массы снаряда, размещают метательный заряд между основной частью и складным хвостовым оперением, выстреливают снаряд из ствола под действием давления пороховых газов. Изобретение позволяет обеспечить объективную оценку результатов воздействия термогазодинамических и механических нагрузок на элементы конструкции хвостового оперения. 3 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, а именно к способам испытаний артиллерийских снарядов с хвостовым оперением посредством выстреливания из ствола орудия.

Известно, что для стабилизации в полете после выстреливания из ствола некоторые артиллерийские снаряды оснащаются хвостовым оперением, в том числе уложенным назад.

Известен способ стрельбы артиллерийским снарядом (патент РФ №2172926, F42B 15/00, от 27.08.2001 г.), хвостовое оперение (стабилизатор) которого выполнено уложенным назад в размер, не превышающий калибр снаряда, с целью обеспечения заряжаемости снаряда в ствол. При заряжании артиллерийского снаряда в ствол метательный заряд располагают за снарядом. В процессе выстреливания в стволе срабатывает метательный заряд, возникает давление пороховых газов, срабатывают элементы конструкции хвостового оперения, а когда артиллерийский снаряд под действием давления пороховых газов оказывается вне ствола, хвостовое оперение раскрывается и происходит стабилизация артиллерийского снаряда в полете.

Элементы конструкции хвостового оперения в процессе выстреливания подвергаются воздействию давления пороховых газов, температурному нагреву, деформации, что, в свою очередь, может привести к изменению технических характеристик хвостового оперения снаряда и его планера в целом.

Недостатком известного способа является то, что если в процессе отработки конструкции хвостового оперения возникает необходимость оценки результатов таких воздействий, то она возможна лишь после падения артиллерийского снаряда или извлечения его из ловителя (например, песочного). Это в свою очередь приводит к невозможности провести объективный анализ состояния элементов конструкции хвостового оперения, то есть не представляется возможным оценить, какие повреждения были получены вследствие воздействия пороховых газов метательного заряда, какие при восприятии стартовой перегрузки, какие при прохождении по стволу и дульному тормозу, а какие при соударении с подстилающей поверхностью или ловителем.

Задачей предлагаемого технического решения является обеспечение объективной оценки результатов воздействия термогазодинамических и механических нагрузок на элементы конструкции хвостового оперения.

Решение указанной задачи достигается тем, что в предлагаемом способе испытаний артиллерийского снаряда, состоящего из основной части и хвостового оперения, уложенного назад, заключающемся в выстреливании снаряда из ствола под действием давления пороховых газов, новым является то, что при заряжании артиллерийского снаряда хвостовое оперение отсоединяют от основной части, устанавливают в стволе, развернув в направлении, обратном выстреливанию, и жестко скрепляют со стволом, при этом массу основной части доводят до массы артиллерийского, а метательный заряд размещают между основной частью и хвостовым оперением.

Увеличение массы основной части до массы артиллерийского снаряда обусловлено необходимостью получения внутрибаллистических характеристик, эквивалентных характеристикам, получаемым при выстреливании артиллерийским снарядом, описанном в способе стрельбы, взятом за прототип. Обеспечение эквивалентных внутрибаллистических характеристик является необходимым условием для создания воздействия термогазодинамических и механических нагрузок на элементы конструкции хвостового оперения эквивалентного штатному. Способы увеличения массы могут быть различными, например, установкой детали с необходимой массой на место штатного крепления хвостового оперения или распределением недостающей массы по блокам основной части.

Предлагаемое техническое решение поясняется графическими материалами. На фиг. 1 показано штатное расположение артиллерийского снаряда и метательного заряда в стволе орудия. На фиг. 2 показано расположение в стволе снаряда, с разделенной основной частью и хвостовым оперением разъедены, и метательного заряда перед выстреливанием. На фиг. 3 показан процесс выстреливания артиллерийским снарядом.

Артиллерийский снаряд состоит из основной части 2 (фиг. 1) и хвостового оперения 3. Под основной частью 2 понимается совокупность различных блоков и элементов. В случае со штатным артиллерийским снарядом основная часть 2 может состоять из взрывчатого вещества, взрывателя, корпуса и т.д., в случае с управляемым артиллерийским снарядом - из головки самонаведения, рулевого привода, блока автопилотного, боевой части, взрывчатого вещества, взрывателя, двигателя, электронной аппаратуры, элементов спутниковой навигационной системы и т.д.

Перед осуществлением способа стрельбы в стволе 1 (фиг. 2) устанавливают, в направлении, обратном выстреливанию снаряда 2, хвостовое оперение 3 и жестко скрепляют его со стволом 1 (способ крепления может быть различным исходя из конструктивных особенностей хвостового оперения), вкладывают метательный заряд 4, а затем основную часть 2.

При выстреливании (фиг. 3) происходит срабатывание метательного заряда 4, создается давление пороховых газов, под действием которых основная часть 2 покидает ствол 1, а хвостовое оперение 3 остается в стволе 1, подвергаясь эквивалентным штатным термогазодинамическим и механическим воздействиям. После завершения процесса выстреливания хвостовое оперение 3 извлекается из ствола 1 и производится его осмотр. В результате осмотра получают объективную информацию о состоянии элементов конструкции хвостового оперения артиллерийского снаряда после воздействия на них термогазодинамических и механических нагрузок, без примеси других, свойственных реальному пуску.

Предлагаемое техническое решение позволяет оперативно и дифференцированно, с высокой степенью достоверности, без лишних затрат выявить «слабые» места хвостового оперения артиллерийского снаряда. Данное техническое решение подтверждено испытаниями.

Способ испытаний артиллерийского снаряда, состоящего из основной части и хвостового оперения, уложенного назад в размер, не превышающий калибр снаряда, заключающийся в выстреливании снаряда из ствола под действием давления пороховых газов метательного заряда, отличающийся тем, что при заряжании артиллерийского снаряда хвостовое оперение отсоединяют от основной части, устанавливают в стволе в направлении, обратном выстреливанию, и жестко скрепляют со стволом, массу основной части доводят до массы снаряда, а метательный заряд размещают между основной частью и складным хвостовым оперением.

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА). Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей ЛА состоит из узла, обеспечивающего прилегание сложенных аэродинамических поверхностей к корпусу летательного аппарата и замкового устройства.

Способ раскладывания консолей крыла летательного аппарата // 2539024

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способу приведения в полетную конфигурацию летательного аппарата (ЛА), транспортируемого к точке сброса авиационным носителем.

Складной аэродинамический руль // 2538741

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль состоит из корневой части, складывающейся части, механизмов фиксации и раскрытия руля.

Складной аэродинамический руль // 2535789

Изобретение относится к области управляемых ракет, а именно к складным аэродинамическим рулям беспилотных летательных аппаратов. Складной аэродинамический руль беспилотного летательного аппарата состоит из корневой части, складывающейся части, подпружиненных стопоров и оси складывания с пружиной.

Способ стабилизации движения ракеты при подводном старте и устройство для его осуществления // 2532287

Изобретение относится ракетной технике, а именно к устройствам стабилизации движения ракеты. Устройство стабилизации движения ракеты при подводном старте содержит шарнирно закрепленные с корпусом стартово-разгонной ступени решетчатые стабилизаторы, кронштейн, двухпозиционный привод раскрытия, складывания и фиксации (ДППРСФ), электрические разъемы для соединения с системой управления ракетой.

Комплекс вооружения // 2529256

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения. Комплекс вооружения содержит пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе.

Складной руль управляемой ракеты // 2524475

Изобретение относится к области оборонной техники, а именно, к складывающимся рулям или стабилизаторам управляемых ракет. Складной руль управляемой ракеты содержит закрепленную на выходном валу привода корневую часть руля, поворотную часть руля, установленную на двух полуосях, размещенных в корневой части руля перпендикулярно оси выходного вала привода по обе стороны от него, и механизм раскрытия руля.

Аэродинамический руль ракеты // 2520846

Изобретение относится к ракетной технике и касается устройств фиксации складываемых аэродинамических поверхностей. Аэродинамический руль ракеты содержит установленную на корпусе ракеты аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем.

Поворотный узел крыла компактного летательного аппарата // 2513080

Изобретение относится к области авиационной техники. Поворотный узел крыла летательного аппарата состоит из основания, двух консолей крыла, штифта, крепежного элемента и упорной шайбы.

Стабилизатор снаряда // 2512041

Изобретение относится к области военной техники, в частности к управляемым артиллерийским снарядам. Стабилизатор снаряда содержит корпус, закрепленные в корпусе на осях лопасти и механизм стопорения.

Ракетная часть реактивного снаряда // 2551831

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным частям реактивных снарядов и ракет. Ракетная часть реактивного снаряда содержит двигатель с соплом, раскрывающиеся лопасти и гильзу с узлом форсирования. Узел форсирования гильзы выполнен в виде разрывного кольца с перемычками с тарированным усилием разрыва и скреплен с соплом двигателя. Перемычки выполнены в разрывном кольце, на котором, с одной стороны - на внешней, с другой - на внутренней поверхностях, выполнены резьбы для соединения с гильзой и соплом соответственно, при этом на наружной и внутренней поверхностях разрывного кольца выполнены конические участки, соответственно взаимодействующие с коническими участками, выполненными конгруэнтно на гильзе и на сопле. В разрывном кольце между перемычками выполнены Н-образные окна. Гильза снабжена демпфером, выполненным в виде кольцевого гофра. Техническим результатом изобретения является уменьшение массы, а также повышение надежности и безопасности при пуске и эксплуатации снаряда. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Минометный выстрел // 2564781

Изобретение относится к области артиллерийской техники, в частности к артиллерийским снарядам и минометным выстрелам. Минометный выстрел содержит мину с шарнирно закрепленными на ее корпусе с возможностью разворота аэродинамическими поверхностями. На концах аэродинамических поверхностях образованы фигурные вырезы, в которых установлено стопорное кольцо с продольными выемками по числу аэродинамических поверхностей. Корпус мины выполнен с хвостовиком для закрепления аэродинамических поверхностей. Фигурные вырезы аэродинамических поверхностей выполнены в виде пересекающихся продольных и поперечных вырезов. Стопорное кольцо имеет отбортовку на противоположном выемкам конце для взаимодействия с поперечными вырезами. Внутри шарниров установлены элементы раскрытия и фиксации раскрытого оперения. Достигается повышение точности и дальности стрельбы. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Аэродинамический руль ракеты // 2569234

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в рулях направления управляемых ракет. Аэродинамический руль ракеты содержит аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем (ПУР) с возможностью вращения и механизмом стопорения, штоком поршня и фиксатором с возможностью продольного перемещения. Механизм стопорения содержит шарнирно установленную в ПУР качалку, соединенную со штоком поршня и фиксатором. Изобретение позволяет повысить эффективность фиксации стопорения от поворота. 5 ил.

Консоль складной аэродинамической поверхности из полимерного композиционного материала // 2582506

Изобретение относится к области авиастроения и касается складываемых аэродинамических поверхностей из композиционных материалов (КМ). Консоль складной аэродинамической поверхности из полимерного КМ, выполненная из углепластика или стеклопластика и по интегральной схеме, состоит из металлического кронштейна и композиционной коробчатой многостеночной конструкции. Коробчатая конструкция выполнена в виде моноблока, состоящего из замкнутой обшивки и стенок, который изготовлен методом вакуумного безавтоклавного формования за один технологический переход. Кронштейн со стороны крепления консоли выполнен в виде гребенки с пазами, образованными стенками, соединяющими вытянутые вдоль пазов поверхности сопряжения кронштейна с моноблоком. Расположение пазов соответствует расположению стенок моноблока, которые выполнены с возможностью свободного входа в соответствующие пазы для крепления кронштейна с моноблоком. Достигается повышение надежности, точности конструкции, улучшение аэродинамических характеристик. 2 ил.

Раскрываемый руль // 2587751

Изобретение относится к ракетной технике. Раскрываемый руль содержит складываемую часть руля (1) и корневую часть (2), закрепленную в приводе (3) управления рулем и установленную в корпусе с возможностью поворота, и привод (5) раскрытия руля со штоком (6) для его продольного перемещения. Шток (6) соединен со складываемой частью руля (1) посредством шарнирно-соединенной в корневой части (2), качалки (7) и серьги (8). На раскрываемой части руля выполнен зуб (9), обеспечивающий в раскрытом положении фиксацию складываемой части (1) в корневой части (2) подпружиненными защелками (10). Качалка (7) содержит зуб (11) стопорения руля от поворота в сложенном положении, взаимодействующий с кронштейном (12) на неподвижной части, с одноразовым снятием стопорения при повороте качалки (7) в момент раскрытия руля. Использование устройства раскрытия руля может найти широкое применение в ракетной технике, где минимальные габариты и масса имеют приоритетное значение. Изобретение направлено на повышение надежности стопорения руля от поворота в сложенном положении. 3 ил.

Корпус боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором // 2593664

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку. Стабилизатор выполнен в виде щитков с дугообразными в поперечном направлении стабилизирующими поверхностями. Последние закреплены в корпусе на осях, перпендикулярных продольной оси корпуса элемента. Корпус снабжен дополнительной внутренней оболочкой, коаксиально установленной относительно наружной оболочки. Максимальный диаметр внутренней оболочки составляет 0,60…0,85 внутреннего диаметра наружной оболочки. В кольцевой полости, образованной двумя оболочками, упорядоченно размещены поражающие элементы. Стабилизирующие поверхности раскрывающегося стабилизатора смещены к передней части корпуса и закреплены на осях. Расстояние от передних кромок поверхностей до задней части корпуса элемента составляет 0,2…0,5 максимального диаметра корпуса. Длина стабилизирующих поверхностей выполнена в пределах 1,0…1,5 максимального диаметра корпуса. Как вариант поражающие элементы могут быть выполнены в виде двух отдельных фракций, отличающихся между собой геометрическими параметрами. Причем фракция с более крупными размерами поражающих элементов расположена в передней части корпуса боевого элемента. Повышает надежность за счет уменьшения аэродинамических нагрузок, повышает эффективность, увеличивает поражающее действие, улучшает габаритно-массовые характеристики. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Раскладываемая аэродинамическая поверхность // 2599677

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части. Корневая часть закреплена на поворотной оси раскладываемой аэродинамической поверхности и содержит установленные и соединенные осью шатун и поршень. Шатун установлен с возможностью поворота относительно оси. Поршень установлен с возможностью возвратно-поступательного движения вдоль поворотной оси. Корневая и раскладываемая части соединены кулисами, одна из которых является центральной и соединяется с шатуном осью, а другие расположены по обе стороны от нее. Кулисы установлены с возможностью поворота на осях, расположенных перпендикулярно поворотной оси и параллельно хорде аэродинамической поверхности. Обеспечивает раскладывание при повышенных аэродинамических нагрузках за минимальное время при минимальных компоновочных характеристиках. 6 ил.

Вращающийся стабилизатор управляемой ракеты // 2601889

Изобретение относится к области стабилизации боеприпасов, а именно к вращающемуся стабилизатору управляемой ракеты. Включает корпус с установленными на нем складывающимися лопастями и блокирующее устройство. Корпус кинематически связан с корпусом ракеты опорой качения. Последняя выполнена в виде двух подшипников, переднего и заднего. Подшипники включают установленные в сепараторах шарики, разрезные кольца из проволоки круглого сечения, установленные в углах прямоугольных канавок на корпусах стабилизатора и ракеты. При этом канавки заднего подшипника образованы расточками корпусов стабилизатора и ракеты и торцами кольцевых гаек. Одна из гаек выполнена с возможностью регулировки зазоров в подшипнике. Передний подшипник выполнен с возможностью самоустановки корпуса стабилизатора путем введения опорного кольца, установленного в его расточке. Позволяет уменьшить радиальные размеры опоры качения, упростить конструкцию вращающегося стабилизатора. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ стабилизации движения ракеты при подводном старте и устройство для его осуществления // 2607126

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам и устройствам стабилизации ракеты при подводном старте с движущегося носителя. Стабилизация движения ракеты при подводном старте сводится к обеспечению работы механизмов устройства стабилизации и последовательным командам системы управления. После выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера и требуемой циклограммой временной задержки зафиксированные стабилизаторы, установленные в сложенном положении над обтюрирующим поясом ракеты таким образом, что внешний набегающий поток создает силы на внутренних и внешних поверхностях стабилизаторов, обусловленные влиянием динамического подпора при обтекании потоком пояса обтюрации на внутренние поверхности и действием возмущающего потока на внешние поверхности, расфиксируют и раскрывают совместно с механизмами раскрытия до появления внешнего раскрывающего момента на каждом стабилизаторе, демпфируют угловую скорость раскрытия и фиксируют стабилизаторы в конечном угловом положении конструктивными средствами. После выхода из воды отбрасывают пояс обтюрации, продолжая работу стабилизаторов до отделения хвостового отсека совместно с отработанной первой ступенью. Предлагаемое изобретение позволяет улучшить параметры устойчивости движения ракеты при подводном старте с движущихся носителей на подводном и воздушном участках траектории до момента отделения первой ступени и оптимизировать габаритно-массовые характеристики ракеты. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

Реактивный снаряд // 2611795

Изобретение относится к области вооружения, а именно к неуправляемым реактивным снарядам. Реактивный снаряд содержит боевую часть (БЧ) с взрывательным устройством, установленный концентрично переходному участку аэродинамический обтекатель с упругим компенсатором зазоров, ракетный двигатель (РД) с дном, камерой и выходным раструбом, выполненный из двух одинаковых полуколец аэродинамический стабилизатор с раскрывающимися лопастями и пружинами раскрытия. БЧ соединена с дном РД посредством цилиндрического элемента переходного участка с коническим и цилиндрическим элементами, при этом внутренняя поверхность последнего контактирует с кольцевым выступом, выполненным на дне РД, a d=0,4÷0,6 D, где d - внутренний диаметр цилиндрического элемента, D - внутренний диаметр камеры сгорания. При вылете реактивного снаряда из транспортно-пускового контейнера лопасти, размещенные своими концами в радиальных пазах, раскрываются, проворачиваясь на осях под действием пружин. Взаимодействие зацепов пружин с одной стороны с кромкой лопасти, а с другой стороны - с поверхностью канавки обеспечивает одновременность раскрытия лопастей до упора в кромку радиального паза, и в таком положении удерживаются под действием пружин и набегающего потока воздуха. Техническим результатом изобретения является увеличение дальности полета, снижение полетной массы и аэродинамического сопротивления, повышение запаса аэродинамической устойчивости и снижение аэродинамической асимметрии. 6 ил.