МЕТАЕМЫЙ ЭЛЕМЕНТ Российский патент 2005 года по МПК F42B12/04 

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано, в частности, для повышения эффективности бронебойной артиллерийской и реактивной техники.

Известен аналог предложенного - “Патрон с реактивной проникающей частью” [1] (Патент RU 2099667 Int.Cl. F 42 B 5/02, приоритет 27.05.94), предназначенный для баллистического разгона в стволе метательного устройства (МУ) и маршевого реактивного доразгона метаемого элемента (МЭ), содержащий массивный центральный сердечник с заостренной лобовой частью, поверх наружной кормовой части метаемого элемента размещен кожух, центральная ось которого совпадает с осью сердечника, причем объем камеры сгорания, ограниченный внутренней боковой поверхностью корпуса и кормовой плоскостью корпуса, заполнен объемно разделенными частями быстрогорящего и медленно горящего твердого топлива, что совпадает с существенными признаками предлагаемого способа.

При этом медленно горящее топливо (первого типа) инициируют в начальный момент запуска снаряда, а быстрогорящее (второго типа) после его вылета из ствола метательного устройства.

Недостаток аналога [1] состоит в:

- использовании для маршевого разгона МЭ только его бортового запаса топлива и в соответствующем снижении кинетической энергии МЭ в конце доразгона, необходимой для выполнения поставленной задачи;

- повышенном сопротивлении воздуха при полете и соответствующем снижении кинетической энергии МЭ, дальности его полета, что имеет место из-за крупнокалиберности сердечника МЭ.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является принятый в качестве прототипа “Сердечник подкалиберного реактивного снаряда [2] (Pat. US №4703696 N.C1.102/517 Pr.03.11.1987), предназначенный для разгона в стволе МУ, содержащий массивный центральный сердечник в виде протяженного цилиндра с заостренной лобовой частью и с хвостовым оперением в кормовой части, обтюратор, состоящий из n радиально сочлененных секций, сквозь внутреннее отверстие которого продет сердечник МЭ, лобовая торцевая поверхность обтюратора выполнена с кольцеобразным углублением, центрированным относительно общей оси сердечника, обтюратора и корпуса, что совпадает с существенными признаками предлагаемого способа.

При этом топливо камерного заряда метательного устройства (вышибной заряд) выполнено быстросгорающим, его воспламенение инициируют в начальный момент запуска снаряда.

Работа устройства-прототипа основана на следующих принципах.

Известно, что повышение дальности стрельбы требует увеличения скорости разгона МЭ в стволе МУ и снижения его аэродинамического сопротивления на этапе маршевого полета. Эти требования противоречивы, поскольку для повышения дульной скорости МЗ целесообразно увеличивать донную площадь МЭ (это увеличивает силу, выталкивающую МЭ из ствола), однако сопротивление воздушного потока, тормозящее МЭ с обтюратором на марше, согласно закону Стокса при этом возрастает. С учетом отмеченного МЭ выполнен в виде массивного сердечника подкалиберного типа в виде протяженного цилиндра с заостренной лобовой частью и с хвостовым оперением в кормовой части, к которому прикреплен ведущий элемент (обтюратор), соответствующий калибру ствола МУ. Обтюратор состоит из радиально сочлененных секций для удобства их последующего отделения от сердечника.

Соответственно в прототипе метаемый элемент, предназначенный для комбинированного разгона (в стволе метательного устройства и маршевого реактивного доразгона), размещают в стволе метательного устройства. В момент поджига топливо начинает продуцировать газы, давление в стволе увеличивается и преодолевает силу сцепления корпуса патрона с боковой поверхностью обтюратора, вышибает обтюратор из указанного корпуса, а затем выталкивает обтюратор вместе с прикрепленным к нему сердечником из ствола метательного устройства. Благодаря наличию кольцевой проточки на лобовой поверхности обтюратора формируется радиальная сила давления набегающего потока воздуха, направленная от центра и разъединяющая секции обтюратора за пределами ствола. После чего сердечник малого поперечного сечения продолжает полет без обтюратора. Весь запас энергии израсходанного топлива далее распределяется между затратами на работу против силы сопротивления атмосферы и собственно кинетической энергией МЭ. Повышение этой энергии путем увеличения массы камерного заряда связано со значительным ухудшением эксплуатационных характеристик МЭ (повышением массогабаритных показателей МУ - длины ствола, толщины стенок, массы). С учетом предпочтительного ограничения указанных характеристик требуемая кинетическая энергия бронебойного МЭ в современных МУ не достигается.

Это является главным недостатком способа-прототипа. Кроме того, с ограничением достигаемой скорости время свободного баллистического полета до цели оказывается слишком большим, что увеличивает разброс реализуемых параметров полета, снижает точность, прицельную дальность.

Все это приводит к снижению эффективности использования МЭ (в т.ч. коэффициента полезного действия (КПД) установки), уменьшению реализуемых при разгоне удельного импульса и кинетической энергии МЭ, что также является существенным недостатком прототипа. Кроме того, при попытке увеличения кинетической энергии МЭ за счет баллистического ствольного разгона неизбежно возрастает импульс отдачи МУ, что также является серьезным недостатком традиционной метательной техники.

Итак, недостаток устройства-прототипа [2] состоит в ухудшении следующих характеристик:

- абсолютной величины энерговооруженности (кинетической энергии), в том числе из-за отсутствия энергоподвода на маршевом участке траектории;

- Эффективности (КПД), а также

- массогабаритных характеристик комплекса (МЭ+МУ) и

- надежности и ресурса работы штатного МУ из-за повышенного импульса отдачи, а также вследствие повышенных значений температуры и давления во всем объеме внутренней полости ствола и соответственно

- стоимости.

Соответственно требуемый при реализации устройства технический результат состоит в устранении вышеуказанных недостатков.

Список фигур чертежей.

Фиг.1 - схема (продольное сечение) предлагаемого устройства;

Фиг.2 - схема (вид сзади) предлагаемого устройства;

Фиг.3 - схема (вид сзади) предлагаемого устройства по п.3 формулы;

Фиг.4 - схема (вид сверху) шарнирного механизма килей МЭ при развернутом (а) и сложенном (б) положениях килей (по п.4, 5 формулы).

На чертеже фиг.1-4 использованы следующие условные обозначения составных элементов:

1 - сердечник МЭ;

2 - обтюратор (ведущий элемент) МЭ;

3 - кожух МЭ;

4 - киль хвостового оперения МЭ;

5 - быстрогорящее твердое топливо;

6 - быстрогорящее твердое топливо;

7 - лобовое углубление обтюратора;

8 - канал обтюратора МЭ;

9 - шарнир киля;

10 - пружина киля;

11 - сектор выходного сечения камеры сгорания;

12 - боковая сторона киля;

13 - кормовая часть боковой стороны киля;

14 - неподвижная часть боковой стороны киля.

На фиг.1 представлена схема (продольное сечение) предлагаемого устройства, где показано взаимное расположение конструктивных элементов МЭ.

На фиг.2 представлена схема (вид сзади) предлагаемого устройства, где показано расположение кормовых кромок килей МЭ;

На фиг.3 представлена схема (вид сзади) предлагаемого устройства, где показано раскрытое расположение подвижных элементов килей с размещением медленно горящего топлива во внутреннем объеме килей.

На фиг.4 представлена схема (вид сверху) шарнирного механизма килей МЭ при развернутом (А) и сложенном (Б) положениях килей, где показано расположение пружин и шарниров, связывающих подвижные элементы килей с неподвижными.

Для устранения недостатков способа-прототипа предложен метаемый элемент, содержащий массивный центральный сердечник подкалиберного типа в виде протяженного цилиндра с заостренной лобовой частью и с хвостовым оперением в кормовой части, ведущее устройство обтюратор, состоящий из радиально сочлененных секций, во внутреннем отверстии которого закреплен сердечник метаемого элемента, поверх наружной кормовой части обтюратора размещен кожух метаемого элемента, центральная ось которого совпадает с общей осью сердечника и обтюратора, кормовая часть указанного кожуха опирается на концы килей хвостового оперения, причем в объеме камеры сгорания, ограниченном внутренней боковой поверхностью кожуха, внешней поверхностью сердечника, кормовой торцевой поверхностью обтюратора и кормовой плоскостью кожуха, размещено твердое топливо, выходное сечение камеры сгорания разделено на кольцевые сектора килями хвостового оперения сердечника, а лобовая торцевая поверхность обтюратора выполнена с кольцеобразным углублением, концентричным относительно общей оси сердечника, ведущего элемента и кожуха

При этом каждая из секций обтюратора имеет, по крайней мере, один сквозной канал, соединяющий кольцеобразное углубление лобовой торцевой поверхности обтюратора с его торцевой кормовой поверхностью, указанный канал и его продолжение в объеме камеры сгорания заполнены быстрогорящим топливом, а остальная часть камеры сгорания заполнена медленногорящим топливом.

Кроме того, боковые стороны килей хвостового оперения сердечника выполнены сходящимися под острым углом, направленным своей вершиной к лобовой части сердечника, причем объем камеры сгорания, ограниченный боковыми сторонами каждого из килей, внешней поверхностью сердечника и внутренней поверхностью корпуса, заполнен медленногорящим топливом.

Кроме того, боковые стороны килей хвостового оперения выполнены состоящими из передней неподвижной и задней подвижной секций, связанных шарнирами, оси которых лежат в плоскости, проходящей через центральную ось метаемого элемента, а боковые стороны каждого из килей связаны между собой распорными пружинами.

Кроме того, твердое топливо, заполняющее продольный канал каждого из обтюраторов и его продолжение в объеме камеры сгорания, а также топливо, заполняющее остальную часть камеры сгорания, поджигают одновременно с инициацией камерного заряда метательного устройства.

Кроме того, распорные пружины, связывающие между собой боковые стороны каждого из килей, выполнены с возможностью схлопывания и фиксации в этом состоянии, когда сжимающее их усилие набегающего воздушного потока достигает порогового уровня.

Кроме того, кожух метаемого элемента и радиально сочлененные секции обтюратора выполнены отделяемыми друг от друга и от сердечника после сгорания медленно горящего топлива.

Рассмотрим работу предлагаемого устройства, выполненного по схеме фиг.1. Метаемый элемент, предназначенный для комбинированного разгона (в стволе метательного устройства (МУ) и маршевого ракетно-прямоточного реактивного доразгона), размещают в стволе метательного устройства. Ведущим элементом, принимающим на себя давление газов в стволе МУ, является обтюратор 2, состоящий из радиально сочлененных секций, сквозь внутреннее отверстие которого продет сердечник 1 метаемого элемента. Поверх наружной кормовой части обтюратора размещен корпус (кожух) 3 метаемого элемента, центральная ось которого совпадает с общей осью сердечника 1 и обтюратора 2. Кормовая часть указанного кожуха 3 опирается на концы килей 4 хвостового оперения для придания достаточной прочности конструкции, подвергаемой большим разгонным ускорениям. Объем, ограниченный внутренней боковой поверхностью корпуса 3, внешней поверхностью сердечника 1, кормовой торцевой поверхностью обтюратора 2 и кормовой плоскостью корпуса 3, образует камеру сгорания, она заполнена твердым быстрогорящим (5) и медленногорящим (6) топливом. Открытый кормовой торец кожуха 3 создает выходное сечение камеры сгорания. Оно разделено на кольцевые сектора килями 4 хвостового оперения сердечника 1. В каждом из кольцевых секторов выходного сечения камеры сгорания сформирован канал 8, заполненный быстрогорящим твердым (или пастообразным) топливом 5. Эти каналы 8 простираются до лобовой торцевой поверхности обтюратора 2, проходя сквозь толщу медленно горящего твердого топлива 6, и далее заполняет каналы в толще самого обтюратора 2. Топливо первого 5 и второго 6 типов инициируются одновременно с кормовой части камеры сгорания. Каналы быстрогорящего топлива 8 успевают прогореть на этапе ствольного разгона МЭ вместе с газификацией камерного заряда МУ. На баллистическом участке траектории свободного полета набегающий поток атмосферного воздуха ударяется в кольцеобразное углубление 7 лобовой торцевой поверхности обтюратора 2, фокусируется им, проходя в сжатом состоянии в сквозной канал 8 обтюратора, который выполняет таким образом функции воздухозаборника воздушного реактивного ракетно-прямоточного двигателя (РПД). Энерговооруженность такого двигателя больше, чем у штатного твердотопливного двигателя прототипа, поскольку дополнительно используется энергомассоресурс атмосферного воздуха.

После выгорания топлива 6 и кожуха 3, обеспечивших работу РПД, сила давления набегающего потока воздуха, направленная от центра, разъединяет секции обтюратора 2 за пределами ствола, сокращая до минимума лобовое сопротивление МЭ на финальном этапе баллистической траектории.

Как отмечалось выше, выходное сечение камеры сгорания разделено на сектора с помощью килей 4 хвостового оперения (фиг.2). Чтобы пояснить конструкцию такого киля 4, представим его состоящим из левой и правой боковых сторон 12.

Боковые стороны 12 килей 4 хвостового оперения сердечника 1 выполнены расходящимися под острым углом, направленным своей вершиной к лобовой части сердечника 1. Таким образом, площадь каждого из секторов 11 выходного сечения камеры сгорания ограничена разноименными (правой и левой) боковыми 12 сторонами соседних килей 4 (фиг.3). При этом сечение потока входящего из камеры газа суживается в кормовом сопле между килями обратно пропорционально величине угла α, образованного боковыми сторонами 12 каждого из килей 4. Это необходимо для повышения давления в камере сгорания (дросселирования) до оптимальной величины. Часть топлива 6, выполненного с большой постоянной времени сгорания, размещена в объеме камеры сгорания, ограниченном боковыми сторонами 12 каждого из килей 4, внешней поверхностью сердечника 1 и внутренней поверхностью корпуса 3 (фиг.4).

На этапе свободного баллистического полета после выгорания медленногорящего топлива 6 кормовые части 13 боковых сторон 12 каждого из килей хвостового оперения сводятся вместе (фиг.4,Б), что повышает их аэродинамические характеристики в условиях свободного полета. Для этого каждая из боковых сторон 12 каждого из килей 4 выполнена состоящей из передней неподвижной (14) и кормовой (подвижной) (13) секций, связанных шарнирами 9, оси которых лежат в плоскости, проходящей через центральную ось метаемого элемента 1, а боковые стороны 12 каждого из килей 4 связаны между собой распорными элементами 10. Распорные элементы (например, пружины) обеспечивают необходимое положение кормовых секций килей, противодействуя силе аэродинамического давления на них потока набегающего газа.

Выполнение распорных элементов 10 в виде упругих элементов (например, пружины) позволяет стабилизировать давление газа в камере сгорания. Действительно, при уменьшении давления в потоке выходящего из сопла газа пружины распирают кормовые элементы 13 килей 4, что приводит к поджатию указанного потока и повышению давления в камере сгорания.

Понятно, что боковые стороны 12 каждого из килей находятся под действием взаимно противоположных сил давления:

- со стороны газового потока, истекающего из сектора выходного сечения камеры сгорания (силы, сжимающие пружину), и

- со стороны газового потока, истекающего из угла, образованного разведенными боковыми сторонами киля (силы, растягивающие пружину).

Следует также отметить, что дополнительное поджатие газового потока, истекающего из сектора выходного сечения камеры сгорания, осуществляется струями газа, выходящего из внутрикилевого пространства. По мере выгорания топлива 6 давление потоков горящего газа уменьшается и основное усилие на стороны 12 килей 4 оказывает давление атмосферного потока. В некоторый момент результирующая сила распирания пружин 10 преодолевает заданное пороговое значение. При достижении пороговой силы, сжимающей распорные пружины 10, они схлопываются и фиксируются в этом состоянии, что улучшает аэродинамику свободного полета МЭ, как указывалось выше.

Кожух метаемого элемента и радиально сочлененные секции обтюратора отделяются друг от друга и от сердечника после сгорания медленно горящего топлива, отбрасываются в стороны силами сопротивления набегающего потока, улучшая аэродинамику свободного полета МЭ.

Как уже отмечалось, твердое топливо 5, заполняющее продольный канал каждого из обтюраторов и его продолжение в объеме камеры сгорания, а также топливо 6, заполняющее остальную часть камеры сгорания, поджигают одновременно с инициацией камерного заряда метательного устройства. Это повышает начальный импульс МЭ, сообщает ему дополнительную скорость на этапе разгона в стволе МУ.

Целесообразность одновременного горения всех типов топлив в стволе поясняется тем, что повышение скорости за счет увеличения давления в камере сгорания МЭ на этапе дульного разгона не требует утолщения ее стенок, поскольку радиальные нагрузки принимает на себя поверхность канала ствола. В противном случае увеличение массы камеры сгорания, а значит, и всего МЭ, уменьшило бы ускорение МЭ на этапе маршевого доразгона в соответствии со вторым законом Ньютона. Таким образом, отпадает необходимость в обеспечении повышенной механической прочности и температурной устойчивости камеры сгорания МЭ, чем существенно снижаются его массогабаритные параметры, часть ресурса которых может быть потрачена на энерговооруженность (массу сердечника и топлива), за счет чего повышается кинетическая энергия, точность и дальность действия.

Далее покажем, что именно благодаря существенным отличиям предлагаемого способа обеспечивается требуемый технический результат.

То, что каждая из секций обтюратора имеет, по крайней мере, один сквозной канал, соединяющий кольцеобразное углубление лобовой торцевой поверхности обтюратора с его торцевой кормовой поверхностью, указанный канал и его продолжение в объеме камеры сгорания заполнены твердым топливом первого типа - с малой постоянной времени сгорания, а топливо второго типа, заполняющее остальную часть камеры сгорания, выполнено с большой постоянной времени сгорания, обеспечивает:

- повышение абсолютной величины энергозапаса (кинетической энергии) и эффективности (КПД), дальности действия, точности, надежности работы разгонного устройства из-за снижения отдачи, а также вследствие повышенных значений температуры и давления во всем объеме внутренней полости ствола, а также

- снижение весогабаритных характеристик и стоимости с учетом следующего:

- затраты энергии сердечника на аэродинамическое сопротивление не только компенсируются на маршевом участке траектории, но и обеспечивается повышение кинетической энергии сердечника за счет сгорания топлива;

- реализуется энергетический запас не только бортового топлива, но и забортного атмосферного кислорода;

- реализация указанных энергетических запасов осуществляется оптимальным образом с учетом запуска механизма ПВРД на маршевом участке траектории полета МЭ;

- реализована возможность увеличения энергии ствольного разгона без повышения массогабаритов камеры сгорания МЭ;

- энергия запаса топлива реализуется постепенно не только на этапе дульного разгона, но и на маршевом участке траектории полета.

То, что твердое топливо, заполняющее продольный канал каждого из обтюраторов и его продолжение в объеме камеры сгорания, а также топливо, заполняющее остальную часть камеры сгорания, поджигают одновременно с инициацией камерного заряда метательного устройства, повышает приращение энергии сердечника на этапе дульного разгона, повышает надежность срабатывания механизма поджига различных типов горючего (и устройства в целом), упрощает конструкцию устройства, снижает его стоимость;

То что боковые стороны килей хвостового оперения сердечника выполнены расходящимися под острым углом, направленным своей вершиной к лобовой части сердечника, причем объем камеры сгорания, ограниченный боковыми сторонами каждого из килей, внешней поверхностью сердечника и внутренней поверхностью корпуса, заполнен топливом, выполненным с большой постоянной времени сгорания, дополнительно повышает энергетический ресурс устройства, оптимизирует режим работы ПВРД, следовательно, увеличивает эффективность работы устройства в целом;

То, что боковые стороны килей хвостового оперения выполнены состоящими из передней неподвижной и задней подвижной секций, связанных шарнирами, оси которых лежат в плоскости, проходящей через центральную ось метаемого элемента, а боковые стороны каждого из килей связаны между собой распорными пружинами, позволяет переходить на оптимальную аэродинамическую конфигурацию устройства при переходе на инерционный баллистический полет;

То, что распорные пружины, связывающие между собой боковые стороны каждого из килей, выполнены с возможностью схлопывания и фиксации в этом состоянии, когда сжимающее их усилие достигает порогового уровня, также позволяет переходить на оптимальную аэродинамическую конфигурацию устройства при переходе на инерционный баллистический полет;

То, что кожух метаемого элемента и радиально сочлененные секции обтюратора выполнены отделяемыми друг от друга и от сердечника после сгорания медленногорящего топлива также позволяет переходить на оптимальную аэродинамическую конфигурацию устройства при переходе на инерционный баллистический полет.

При этом обеспечивается возможность использовать полученный эффект для одновременного улучшения габаритных, маневренных, технико-экономических и мощностных характеристик различных образцов техники топливо-энергетического и оборонного комплексов. Например, часть выигрыша в энергетическом ресурсе можно направить на одновременное улучшение ряда параметров: снижение габаритов, стоимости и повышение дальности и надежности устройства.

Таким образом, показано, что требуемый технический результат действительно достигается за счет существенных отличий предлагаемой установки.

Проведенные эксперименты показали реализуемость предлагаемого изобретения.

Изобретение относится к области метательной техники и может быть использовано, в частности, для повышения эффективности метательных устройств и реактивной техники. Элемент содержит массивный центральный сердечник подкалиберного типа в виде протяженного цилиндра с заостренной лобовой частью и с хвостовым оперением в кормовой части, ведущее устройство - обтюратор, состоящий из радиально сочлененных секций, во внутреннем отверстии которого закреплен сердечник метаемого элемента. Лобовая торцевая поверхность обтюратора выполнена с кольцеобразным углублением, концентричным относительно общей оси сердечника ведущего устройства. Поверх наружной кормовой части обтюратора размещен кожух метаемого элемента, центральная ось которого совпадает с общей осью сердечника и обтюратора, кормовая часть указанного кожуха опирается на концы килей хвостового оперения, причем в объеме камеры сгорания, ограниченном внутренней боковой поверхностью кожуха, внешней поверхностью сердечника, кормовой торцевой поверхностью обтюратора и кормовой плоскостью кожуха, размещено твердое топливо. Выходное сечение камеры сгорания разделено на кольцевые сектора килями хвостового оперения сердечника, каждая из секций обтюратора имеет по крайней мере один сквозной канал, соединяющий кольцеобразное углубление лобовой торцевой поверхности обтюратора с его торцевой кормовой поверхностью, указанный канал и его продолжение в объеме камеры сгорания заполнены быстрогорящим топливом, а остальная часть камеры сгорания заполнена медленногорящим топливом. Технический результат состоит в улучшении следующих характеристик: абсолютной величины бортового энергозапаса, полезной мощности, энергоподвода на этапе разгона, экономичности, надежности, весогабаритных характеристик, стоимости. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Метаемый элемент, содержащий массивный центральный сердечник подкалиберного типа в виде протяженного цилиндра с заостренной лобовой частью и с хвостовым оперением в кормовой части, ведущее устройство - обтюратор, состоящий из радиально сочлененных секций, во внутреннем отверстии которого закреплен сердечник метаемого элемента, лобовая торцевая поверхность обтюратора выполнена с кольцеобразным углублением, концентричным относительно общей оси сердечника и ведущего устройства, отличающийся тем, что поверх наружной кормовой части обтюратора размещен кожух метаемого элемента, центральная ось которого совпадает с общей осью сердечника и обтюратора, кормовая часть указанного кожуха оперта на концы килей хвостового оперения, причем в объеме камеры сгорания, ограниченном внутренней боковой поверхностью кожуха, внешней поверхностью сердечника, кормовой торцевой поверхностью обтюратора и кормовой плоскостью кожуха, размещено твердое топливо, выходное сечение камеры сгорания разделено на кольцевые сектора килями хвостового оперения сердечника, каждая из секций обтюратора имеет по крайней мере один сквозной канал, соединяющий кольцеобразное углубление лобовой торцевой поверхности обтюратора с его торцевой кормовой поверхностью, указанный канал и его продолжение в объеме камеры сгорания заполнены быстрогорящим топливом, а остальная часть камеры сгорания заполнена медленногорящим топливом.2. Элемент по п.1, отличающийся тем, что заряды медленно- и быстрогорящего топлива выполнены с возможностью инициации одновременно с инициацией каморного заряда метательного устройства.3. Элемент по п.1, отличающийся тем, что лобовые части боковых стенок килей хвостового оперения сердечника выполнены сходящимися под острым углом, направленным своей вершиной к лобовой части сердечника, причем внутренний объем каждого из килей, ограниченный этими боковыми стенками, внешней поверхностью сердечника и внутренней поверхностью кожуха, заполнен медленногорящим топливом.4. Элемент по п.3, отличающийся тем, что боковые стороны килей хвостового оперения выполнены состоящими из передней неподвижной и задней подвижной секций, связанных шарнирами, оси которых лежат в плоскости, проходящей через центральную ось метаемого элемента, а боковые задние стороны каждого из килей связаны между собой распорными пружинами.5. Элемент по п.4, отличающийся тем, что распорные пружины, связывающие между собой боковые задние стороны каждого из килей, выполнены с возможностью схлопывания и фиксации в этом состоянии, когда сжимающая их сила давления набегающего воздушного потока достигает порогового уровня.6. Элемент по п.4, отличающийся тем, что кожух метаемого элемента и радиально сочлененные секции обтюратора выполнены отделяемыми друг от друга и от сердечника после сгорания медленногорящего топлива.