Артиллерийский снаряд

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к артиллерийскому снаряду. Технический результат – повышение дальности полета артиллерийского снаряда. Устройство содержит корпус с блоком основных стабилизаторов и кормовым отсеком. Внутри корпуса выполнена перегородка. Она разделяет полость корпуса на две изолированные друг от друга части. В одной части размещено взрывчатое вещество. Во второй части размещен топливный состав с недостатком окислителя для донного газогенератора. Донный газогенератор состоит из части полого корпуса снаряда и блока сопел. Упомянутый газогенератор обеспечивает выход газообразных продуктов с недостатком окислителя. Корпус кормового отсека выполнен составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек. Наружная обечайка выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к внутренней и образования при этом камеры ракетно-прямоточного двигателя. При этом корпус снаряда выполнен с возможностью расстыковки его частей между собой. Узел разъема расположен во второй части корпуса. В этой части размещен блок дополнительных стабилизаторов. Этот блок закреплен в сложенном состоянии на перегородке между частями корпуса. Он выполнен с возможностью автоматического раскрытия после разделения частей корпуса между собой. Несущая поверхность блока дополнительных стабилизаторов определена с учетом изменения общей массы снаряда и положения центра масс снаряда после окончания работы ракетно-прямоточного двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к боеприпасам, а именно: к способам увеличения дальности полета артиллерийских снарядов и может быть использовано при разработке способов увеличения дальности полета и снарядов с увеличенной дальностью полета.

Известны два пути увеличения дальности полета артиллерийских снарядов.

Первый из них заключается в размещении на борту артиллерийского снаряда разгонного двигателя [R. Oosthuizen, J.J. duBuission, G.F. Botha.Solidfuelramjet (SFRJ) propulsionforartilleryprojectileapplications - conceptdevelopmentoverview // 19th InternationalSymposiumofBallistics, Interlaken, Switzerland, 2001. P. 403-410].

Данный способ позволяет повысить дальность стрельбы артиллерийского снаряда путем увеличения скорости его полета за счет энергии, запасенной в топливе. Размещение на борту прямоточного воздушно-реактивного двигателя позволяет использовать в качестве окислителя воздух, однако в таком случае на борту снаряда требуется иметь камеру дожигания определенных размеров, за счет чего ограничивается объем полезной нагрузки при неизменных габаритах снаряда.

Известен аэродинамически стабилизированный снаряд, в котором реализована телескопическая трансформация планера в процессе полета. (заявка №WO2001SE0133220010613 «Fin stabilized shell»).

Данное устройство позволяет увеличить объем снаряда в процессе полета и за счет смещения назад блока стабилизаторов повысить степень статической устойчивости при сохранении габаритов штатного снаряда в процессе его хранения. Однако дополнительный свободный объем, полученный в ходе телескопической трансформации, остается пассивным и никак не используется.

Известен артиллерийский снаряд, реализующий способ снижения донного сопротивления. Данный снаряд имеет корпус хвостового отсека избыточной прочности для полетных режимов с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, производящим газообразные продукты с недостатком окислителя. Способ снижения донного сопротивления реализуется путем подвода дополнительного кислорода за счет эжекции набегающего потока через регулятор расхода, обеспечивающий количество эжектируемого в центральную зону спутной струи воздуха, пропорциональное скорости артиллерийского снаряда, что позволяет увеличить площадь взаимодействия газовых потоков и повысить эффективность дожигания конденсированной фазы в нестационарных условиях полета. Газогенератор в данном случае предназначен для повышения давления в области донного среза и уменьшения тем самым донного сопротивления, что в конечном итоге приводит к повышению дальности полета снаряда. При этом большая площадь взаимодействия газовых потоков способствует более полному дожиганию образованных в газогенераторе продуктов. Создаваемая реактивная тяга в данном случае пренебрежимо мала (Патент РФ 2225976 от 02.12.2002, МПК: F42B 15/00).

Недостатками является то, что дожигание части пиротехнического состава происходит за донным срезом снаряда, что приводит к неполному использованию энергии, запасенной в пиротехническом составе, а также химической энергии воздуха, участвующего в процессе дожигания. Также, снаряд на траектории имеет избыточный запас прочности корпуса, обусловленный высоким уровнем стартовых перегрузок в канале ствола.

Таким образом, энергия топливного заряда газогенератора используется далеко не полностью, а возможности корпуса снаряда с позиций прочности конструкции несоизмеримо выше, чем это необходимо в полете.

Известен артиллерийский снаряд с увеличенной дальностью полета и способ увеличения дальности полета артиллерийского снаряда, заключающийся в том, что после вылета снаряда, содержащего корпус кормового отсека с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, производящим газообразные продукты с недостатком окислителя, из канала ствола производят забор атмосферного воздуха, кислородом которого дожигают горючую газообразную смесь, полученную в газогенераторе, при этом корпус кормового отсека выполняют составным из телескопически сложенных наружной и внутренней обечаек и в полете его дважды трансформируют: первый раз трансформацию проводят сразу после выхода снаряда из канала ствола путем выдвижения наружной обечайки с блоком стабилизаторов, обеспечивая формирование ракетно-прямоточного двигателя с камерой дожигания, топливным зарядом газогенератора, воздухозаборным устройством и соплом, второй раз трансформацию проводят после выгорания топливного заряда газогенератора за счет возвращения наружной обечайки корпусакормовогоотсека в исходное положение и закрывают при этом воздухозаборное устройство (патент РФ №2522699, Заявка: 2012152897/11, 10.12.2012, МПК: F42B 15/00 - прототип).

Указанный снаряд используется следующим образом.

Артиллерийский снаряд содержит корпус кормового отсека (ККО) с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, воздухозаборное устройство. Корпус кормового отсека составлен из телескопически сложенных наружной и внутренней обечаек. После вылета снаряда производят забор атмосферного воздуха для дожигания газообразной смеси, трансформируют ККО сразу после вылета снаряда из канала ствола путем выдвижения наружной обечайки для формирования ракетно-прямоточного двигателя, затем трансформируют ККО путем возвращения наружной обечайки в исходное положение и закрывают воздухозаборное устройство.

Основным недостатком данного снаряда является сложность его конструкции, обусловленная необходимостью наличия механизма возврата наружной обечайки в исходное положение, что приводит к ухудшению его массово-габаритных характеристик. Кроме того, для стабилизации полета снаряда как на начальном участке, с зарядом газогенератора, так и на конечном, когда данный заряд уже использован, и с разным положением центра масс, используется один и тот же блок стабилизаторов, что ухудшает летные характеристики снаряда.

Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является увеличение дальности полета артиллерийского снаряда за счет оптимизации конструкции снаряда, снижения его массы во время полета и подбора оптимальных характеристик блока стабилизаторов для каждого участка полета- с работающим и неработающим ракетно-прямоточным двигателем.

Решение указанной задачи достигается тем, что, в предложенном артиллерийском снаряде, содержащем полый корпус с блоком основных стабилизаторов и кормовым отсеком, при этом внутри упомянутого корпуса выполнена перегородка, разделяющая его полость на две изолированные друг от друга части, причем в одной его части размещено взрывчатое вещество, а во второй части размещен топливный состав с недостатком окислителя для донного газогенератора, состоящего из части полого корпуса снаряда и блока сопел, и производящего газообразные продукты с недостатком окислителя, при этом корпус кормового отсека выполнен составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек, причем наружная обечайка выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к внутренней и образования при этом камеры ракетно-прямоточного двигателя, согласно изобретению, корпус снаряда выполнен с возможностью расстыковки его частей между собой, причемузел разъема расположен во второй части корпуса, при этом во второй части размещен блок дополнительных стабилизаторов, который закреплен в сложенном состоянии на перегородке между частями и выполнен с возможностью автоматического раскрытия после разделения частей между собой, при этом несущая поверхность блока дополнительных стабилизаторов определена с учетом изменения общей массы снаряда и положения центра масс снаряда после окончания работы ракетно-прямоточного двигателя.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 представлена принципиальная схема артиллерийского снаряда до выхода из канала ствола; на фиг. 2 представлен поперечный разрез в районе воздухозаборных устройств на фиг. 1; на фиг. 3 представлена схема артиллерийского снаряда после произведения первой трансформации корпуса; на фиг. 4 представлена схема артиллерийского снаряда после сбрасывания наружной обечайки.

Корпус снаряда выполнен из внутренней 1 и наружной 2 соосно установленных обечаек. Обечайка 2 выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к обечайке 1. На наружной обечайке 2 установлен блок основных стабилизаторов 3 и воздухозаборные устройства 4. Воздухозаборные устройства 4 вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5, расположенном в выходной части наружной обечайки 1, формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя, принцип работы которого заключается в следующем. Образующийся при сгорании в донном газогенераторе 6 специального твердого топлива газ, содержащий значительное количество несгоревших частиц, поступает камеру двигателя и, догорая, смешивается с воздушным потоком, который попадает в камеру через воздухозаборные устройства 4.

Донный газогенератор 6 с сопловым блоком 7, представляющий собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, установлен внутри внутренней обечайки 1. Корпус разделен на две части: первую 7 с зарядом взрывчатого вещества и вторую с донным газогенератором 6 при помощи перегородки 8. Внутри полости второй части установлен узел разъема частей корпуса 9. На перегородке 8 установлен блок дополнительных стабилизаторов 10.

Предложенный снаряд используется следующим образом.

В момент выстрела, снаряд разгоняют в канале ствола артиллерийского орудия, при этом внутренняя и наружная обечайки 1 и 2 соответственно совместно воспринимают возникающую осевую перегрузку. После выхода снаряда из канала ствола, наружную обечайку 2 смещают назад относительно направления движения снаряда, раскрывают при этом основные аэродинамические стабилизаторы 3 и воздухозаборные устройства 4, которые вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5 формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя.

В донном газогенераторе 6, представляющем собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, воспламеняют топливный состав с недостатком окислителя, после чего продукты неполного сгорания топлива начинают поступать во второй контур. С помощью воздухозаборных устройств 4 производят забор атмосферного воздуха и используют его для дожигания во втором контуре газообразных продуктов, поступающих из первого контура, которые затем истекают через сопло 5 второго контура, чем создают реактивную тягу.

После окончания работы донного газогенератора 6 потребность в наружной обечайке 2 и второй части корпуса отпадает. В этом случае, подается команда на срабатывание механизма узла разъема 9, после чего от корпуса снаряда отделяется часть корпуса второй части/ корпус второй части вместе с наружной обечайкой 1 и блоком основных стабилизаторов 3. Одновременно с этим раскрываются дополнительные стабилизаторы 10.

Сброс указанных частей позволит увеличить скорость снаряда, за счет уменьшения его массы, и упростить его конструкцию за счет исключения механизма возврата наружной обечайки 2 в первоначальное положение.

Использование предложенного технического решения позволит увеличить дальность полета артиллерийского снаряда за счет оптимизации конструкции снаряда, снижения его массы во время полета и подбора оптимальных характеристик блока стабилизаторов для каждого участка полета - с работающим и неработающим ракетно-прямоточным двигателем.

Артиллерийский снаряд, содержащий полый корпус с блоком основных стабилизаторов и кормовым отсеком, при этом внутри упомянутого корпуса выполнена перегородка, разделяющая его полость на две изолированные друг от друга части, причем в одной его части размещено взрывчатое вещество, а во второй части размещен топливный состав с недостатком окислителя для донного газогенератора, состоящего из части полого корпуса снаряда и блока сопел и производящего газообразные продукты с недостатком окислителя, при этом корпус кормового отсека выполнен составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек, причем наружная обечайка выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к внутренней и образования при этом камеры ракетно-прямоточного двигателя, отличающийся тем, что корпус снаряда выполнен с возможностью расстыковки его частей между собой, причем узел разъема расположен во второй части корпуса, при этом во второй части размещен блок дополнительных стабилизаторов, который закреплен в сложенном состоянии на перегородке между частями и выполнен с возможностью автоматического раскрытия после разделения частей между собой, при этом несущая поверхность блока дополнительных стабилизаторов определена с учетом изменения общей массы снаряда и положения центра масс снаряда после окончания работы ракетно-прямоточного двигателя.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. В способе отделения от ракеты-носителя (РН) 4 группы космических аппаратов (КА) 7 в случае неотделения одного КА 7 выполняют отделение последующих КА 7, после подают команду на отделение неотделившегося КА 7 с использованием пиротехнического устройства 13, обеспечивающего отделение КА 7 совместно с разрушившейся при срабатывании пиротехнического устройства 13 частью корпуса 8 системы отделения 6 с одновременным приданием им скорости относительно адаптера 1.

Изобретение относится к ракетной технике. В способе контроля поражения цели крылатой ракетой (КР) после выполнения пуска и полета КР по индивидуальной траектории, выбора цели и захода на цель, снятия ступеней предохранения боевого оснащения на заданном расстоянии до цели, задаваемом из условий неминуемого поражения цели, в бортовой аппаратуре КР производится по заданному алгоритму формирование массива данных.

Устройство управляемого артиллерийского снаряда (УАС) предназначено для снаряжения артиллерийских орудий, входящих в состав комплекса контрбатарейной борьбы с подразделениями ствольной и реактивной артиллерии, а также с подразделениями минометов противника, находящихся на огневых позициях и ведущих стрельбу.

Изобретение относится к области управления движением летательных аппаратов и, в частности, к электрогидравлическим и электропневматическим рулевым приводам управляемых ракет и снарядов.

Изобретение относится к ракетам класса «воздух-воздух». Ракета содержит фюзеляж, двигатель и головку самонаведения, а также отцепляемый парашют, уложенный в сбрасываемый обтекатель, расположенный перед носовой частью ракеты.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Адаптер для установки космических аппаратов состоит из ряда конструктивно идентичных платформ, последовательно связанных между собой посредством несущих штанг.

Ракета // 2660968
Изобретение относится к области ракетной техники и может быть применено в ракетах с отделяемой стартовой ступенью. Ракета содержит маршевую ступень и отделяемую стартовую ступень с двигателем и механизмом разделения.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, обеспечивающим сохранность ракеты при ее размещении в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) на носителях, транспортно-заряжающих машинах, базах долговременного хранения.

Изобретение относится к зенитным и к авиационным ракетам класса «воздух-воздух». Технический результат - улучшение маневренности ракет.

Предлагаемая группа изобретений относится к военной технике, в частности к системам управляемого оружия с лазерными полуактивными головками самонаведения (ЛПГСН).

Изобретение относится к пуле. Пуля имеет переднюю, если смотреть в направлении выстрела, головную часть (9), переходящую по оживальной части (1) в заднюю цилиндрическую область (7).

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к снарядам с трансформируемым в полете кормовым отсеком. Устройство трансформации кормового отсека артиллерийского снаряда содержит накопительную камеру, связанную с заснарядным пространством дроссельным устройством, опорный рифленый диск и гофрированную оболочку с коаксиальной совокупностью зигзагообразных гофр, наложенных на соответствующее профильное рифление опорного диска.

Изобретение относится к артиллерии, боеприпасам, в частности к способу уменьшения донного сопротивления снаряда или пули. Тело имеет один канал, связывающий боковую поверхность и донную часть тела.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к устройству и способу увеличения дальности полета артиллерийских снарядов. .

Изобретение относится к оборонной технике, в частности к устройству и способу трансформации в полете кормового отсека артиллерийского снаряда. .

Изобретение относится к боеприпасам, более конкретно к устройству увеличения дальности полета снаряда. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к управляемым реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. .

Изобретение относится к реактивным снарядам. .

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к артиллерийским снарядам. .

Изобретение относится к реактивным снарядам систем залпового огня. .

Изобретение относится к боеприпасам и, в частности, к артиллерийским снарядам. Технический результат - увеличение дальности полета артиллерийского снаряда. Устройство содержит корпус кормового отсека с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, воздухозаборное устройство. Корпус кормового отсека составлен из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек. После вылета снаряда производят забор атмосферного воздуха для дожигания газообразной смеси. Трансформируют корпус кормового отсека сразу после вылета снаряда из канала ствола. Это осуществляют путем выдвижения наружной обечайки для формирования ракетно-прямоточного двигателя. Затем сбрасывают наружную обечайку вместе с блоком основных стабилизаторов и частью корпуса. Раскрывают дополнительные стабилизаторы. Их несущую поверхность определяют с учетом изменения общей массы снаряда и положения центра масс снаряда после окончания работы ракетно-прямоточного двигателя. 4 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к артиллерийскому снаряду. Технический результат – повышение дальности полета артиллерийского снаряда. Устройство содержит корпус с блоком основных стабилизаторов и кормовым отсеком. Внутри корпуса выполнена перегородка. Она разделяет полость корпуса на две изолированные друг от друга части. В одной части размещено взрывчатое вещество. Во второй части размещен топливный состав с недостатком окислителя для донного газогенератора. Донный газогенератор состоит из части полого корпуса снаряда и блока сопел. Упомянутый газогенератор обеспечивает выход газообразных продуктов с недостатком окислителя. Корпус кормового отсека выполнен составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек. Наружная обечайка выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к внутренней и образования при этом камеры ракетно-прямоточного двигателя. При этом корпус снаряда выполнен с возможностью расстыковки его частей между собой. Узел разъема расположен во второй части корпуса. В этой части размещен блок дополнительных стабилизаторов. Этот блок закреплен в сложенном состоянии на перегородке между частями корпуса. Он выполнен с возможностью автоматического раскрытия после разделения частей корпуса между собой. Несущая поверхность блока дополнительных стабилизаторов определена с учетом изменения общей массы снаряда и положения центра масс снаряда после окончания работы ракетно-прямоточного двигателя. 4 ил.

Наверх