Минометный выстрел



Минометный выстрел
Минометный выстрел
Минометный выстрел

 


Владельцы патента RU 2564781:

Акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт точного машиностроения" (RU)

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.

 

Предлагаемое изобретение относится к области артиллерийской техники, в частности к артиллерийским снарядам и минометным выстрелам, содержащим в хвостовой части стабилизатор.

В конструкции таких снарядов и мин выделяют головную, цилиндрическую, хвостовую части и стабилизатор. Стабилизатор мины состоит из трубки и перьев и предназначен для устойчивости полета мины. Наличие его приводит к перенесению центра давления ниже центра тяжести в область хвостовой части, создавая тем самым стабилизирующий момент. Перья стабилизатора, количество которых в различных типах мин колеблется от 3 до 24, обеспечивают также центровку мины в канале ствола.

Мины могут иметь увеличенную длину цилиндрической части. Такая мина отличается повышенным коэффициентом наполнения и, соответственно, могуществом действия. Поэтому одной из задач при создании таких боеприпасов является оптимальное увеличение его длины.

Известный снаряд (патент РФ №2235275, F42B 10/14, 27.08.2004 г. ), выбранный нами за прототип, содержит шарнирно закрепленные на корпусе с обеспечением возможности разворота по направлению движения снаряда аэродинамические поверхности, выполненные выступающими за торец снаряда. На концах аэродинамических поверхностей образованы фигурные вырезы с зацепом и наклонной поверхностью, в которых установлено кольцо.

Недостатком такой конструкции является то, что аэродинамические поверхности при выстреле разворачиваются по направлению движения снаряда, уменьшая при этом фактическую рабочую длину снаряда, что негативно влияет на стабильность полета. Кроме того, для минометного выстрела с увеличенной длиной цилиндрической части данная конструкция не приемлема, так как в этом случае потребуется стабилизатор длиной больше, чем длина аэродинамической поверхности, при условии увеличения изделия в сборе.

Задачей предлагаемого изобретения является создание конструкции минометного выстрела, позволяющего увеличить точность и дальность стрельбы из миномета, а также обладающего высокой надежностью и могуществом действия за счет увеличения его длины и совершенствования конструкции стабилизатора.

Задача решается тем, что в минометном выстреле, содержащем шарнирно закрепленные на корпусе снаряда с возможностью разворота аэродинамические поверхности, на концах которых образованы фигурные вырезы, в которых установлено стопорное кольцо с продольными выемками по числу аэродинамических поверхностей, корпус 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 на аэродинамических поверхностях, а внутри шарниров установлены элементы раскрытия и фиксации раскрытого оперения.

При этом хвостовик для закрепления аэродинамических поверхностей имеет стойки с отверстиями под шарниры и выступы для фиксации концов аэродинамических поверхностей в сложенном состоянии, а элементы раскрытия и фиксации оперения расположены в отверстиях хвостовика и выполнены в виде пружин кручения с удлиненным концом, упирающимся в среднюю часть аэродинамической поверхности со стороны хвостовика. Кроме того, максимальный диаметр оперения в сложенном состоянии не более внутреннего диаметра ствола за вычетом величины боковой качки его в стволе при выстреле.

Благодаря такой конструкции длина мины от аэродинамических поверхностей до центра масс максимально увеличивается. Это позволяет стабилизировать полет мины, а следовательно, увеличить дальность стрельбы. Кроме того, в сложенном состоянии аэродинамические поверхности не выступают за пределы хвостовика, что позволяет уменьшить размер мины в собранном состоянии при его транспортировке.

На фиг. 1 изображен общий вид складывающегося хвостового оперения в момент вылета мины из ствола.

На фиг. 2 - шарнирно закрепленная аэродинамическая поверхность в сборе с хвостовиком в раскрытом виде (вид с заднего торца мины).

На фиг. 3 изображено кольцо с выемками в сборе с аэродинамической поверхностью.

Мина вместе с газогенератором размещена внутри контейнера-ствола, который служит для запуска мины, а также является упаковкой для хранения и транспортировки. К задней части корпуса мины 1 (фиг. 1) крепится хвостовик 2. На задней части хвостовика 2 выполнены стойки 3 с отверстиями 4, в которые вставляются втулки 5 (фиг. 2), шарнирно обеспечивающие возможность разворота аэродинамических поверхностей 6 в сторону, противоположную направлению движения мины. Внутрь втулки 5 устанавливается пружина кручения 7 (фиг. 2), способствующая раскрытию аэродинамической поверхности при вылете мины из канала ствола, для этого длинная ее часть 8 (фиг. 2) упирается в срединную часть аэродинамической поверхности 6. Короткая часть пружины 9 выходит на другую сторону лопасти 6 (фиг. 2) и фиксируется в упоре 10 от проворота. Втулка 5 и пружина 7 крепятся винтом 11, который завернут в упор 10.

Каждая аэродинамическая поверхность 6 (фиг. 3) в передней верхней части имеет открытые пересекающиеся продольный 12 и поперечный 13 вырезы, а в середине - широкую часть 18. Для обеспечения надежности их положения в собранном состоянии при движении в стволе во время выстрела используется кольцо стопорное 14 (фиг 3), выполненное с отбортовкой 15, под поперечные вырезы 13. В кольце также выполнены выемки 16 под продольные вырезы 12. Количество выемок 16 на кольце стопорном равно количеству аэродинамических поверхностей. Кольцо обеспечивает бесконтактное прохождение мины в стволе при выстреле.

На хвостовике (фиг. 1), напротив стоек 3, по месту расположения передней части аэродинамических поверхностей в собранном виде, имеются выступы 17 с обеих их сторон для предотвращения от поперечного смещения лопастей на этапе их раскрытия.

Максимальный диаметр аэродинамических поверхностей в сложенном состоянии в сборе А (фиг. 1) не более внутреннего диаметра ствола Б за вычетом величины В боковой качки ствола в процессе выстрела, А<(Б - В). Это условие является необходимым, так как в момент выхода мины из ствола дульная его часть подвержена вибрациям и упомянутый зазор служит для предотвращения разрушения аэродинамических поверхностей.

Минометный выстрел устанавливается на пусковую установку. Газогенератор и мина размещены внутри контейнера-ствола одноразового пользования. При стрельбе производится инициирование порохового заряда газогенератора для создания избыточного давления в канале ствола и ускорения мины.

В момент выхода хвостовика мины из ствола потоки газа прорываются неравномерно через образующееся пространство между дульной частью ствола и хвостовиком. Стопорное кольцо 14, находясь под избыточным неравномерным давлением, разрушается. В результате аэродинамические поверхности освобождаются и под действием пружин 7 и набегающего потока воздуха раскрываются в заднее положение для стабилизации полета мины.

1. Минометный выстрел, содержащий мину с шарнирно закрепленными на ее корпусе с возможностью разворота аэродинамическими поверхностями, на концах которых образованы фигурные вырезы, в которых установлено стопорное кольцо с продольными выемками по числу аэродинамических поверхностей, отличающийся тем, что 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, а внутри шарниров установлены элементы раскрытия и фиксации раскрытого оперения.

2. Минометный выстрел по п. 1, отличающийся тем, что хвостовик для закрепления аэродинамических поверхностей имеет стойки с отверстиями под шарниры и выступы для фиксации концов аэродинамических поверхностей в сложенном состоянии.

3. Минометный выстрел по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что элементы раскрытия и фиксации аэродинамических поверхностей расположены в отверстиях хвостовика и выполнены в виде пружин кручения с удлиненным концом, упирающимся в среднюю часть аэродинамической поверхности со стороны хвостовика.

4. Минометный выстрел по п. 1, отличающийся тем, что максимальный диаметр оперения в сложенном состоянии не более внутреннего диаметра ствола за вычетом величины боковой качки ствола при выстреле.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

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

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.

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.

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.

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

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.

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.

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.

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.

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.
Наверх