УПРАВЛЯЕМАЯ ПУЛЯ Российский патент 2013 года по МПК F42B10/12 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известен управляемый снаряд с кинетическим сердечником [патент US №7795567 В2, МПК⁸ F42B 10/12], конструкция которого является наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению и принята авторами в качестве прототипа. Управляемый снаряд с кинетическим сердечником (Фиг.1) содержит кинетический поражающий сердечник 1 и блок управления 2. При этом кинетический сердечник устанавливается через блок управления. Электронный блок управления обеспечивает повышение точности наведения гиперзвукового снаряда на цель.

В определенном варианте указанная конструкция может быть использована в управляемых ракетах класса поверхность-поверхность и воздух-поверхность.

Недостатки управляемого снаряда с кинетическим сердечником заключаются в следующем:

- при выстреле из ствола артиллерийского орудия указанный снаряд подвержен значительной осевой перегрузке, которая обусловлена дульной скоростью, требуемой для кинетического поражения цели на заданных дистанциях. В свою очередь большое значение потребной осевой перегрузки требует иметь определенную толщину обечайки отсека управления, при том такая обечайка во время полета снаряда после выхода из канала ствола артиллерийского орудия будет обладать излишним запасом прочности;

- отсек управления подвержен наружному давлению в канале ствола артиллерийского орудия, что требует определенной толщины обечайки отсека управления;

- большое значение осевой перегрузки предполагает иметь аппаратуру управления с достаточной прочностью, что ведет к увеличению массы снаряда;

- прототип имеет ограниченное число возможных носителей, в настоящее время ограниченное танковыми пушками.

Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение габаритов управляемой пули по длине при уменьшении пассивной массы и увеличении ее жесткости, расширение номенклатуры поражаемых целей, увеличение количества возможных носителей, увеличение дальности стрельбы.

Поставленная задача решается тем, что в управляемой пуле, выполненной по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащей боевую часть кинетического действия в виде бронебойного стержня и блок управления, новым является то, что она снабжена отделяемым стартовым двигателем с коротким временем работы, бронебойный стержень установлен в передней части маршевой ступени, к задней части бронебойного стержня примыкает блок управления, рули которого размещены в переходном обтекателе, а бортовая аппаратура размещена в задней части маршевой ступени и вдвинута в центральную трубку, расположенную в стартовом двигателе, при этом корпус стартового двигателя выполнен коническим для обеспечения аэродинамической устойчивости на участке разгона до его отделения.

Бортовая аппаратура управляемой пули вдвинута в центральную трубку, расположенную в стартовом двигателе, благодаря чему уменьшается длина управляемой пули в сравнении с прототипом. Расположение бортовой аппаратуры в центральной трубке позволяет исключить воздействие температуры и давления продуктов сгорания ракетного топлива, за счет чего корпус бортовой аппаратуры может быть выполнен без излишнего запаса прочности, и, следовательно, с минимумом пассивной массы в сравнении с прототипом. Наличие стартового двигателя позволяет производить запуск управляемой пули из транспортно-пускового контейнера или с направляющей, за счет чего увеличивается количество возможных носителей и количество видов поражаемых целей в сравнении с прототипом. Также возможность запуска управляемой пули из транспортно-пускового контейнера или с направляющей предполагает значительно меньшее значение осевой перегрузки, что позволяет исключить наличие избыточного запаса прочности корпуса управляемой пули в процессе полета в сравнении с прототипом.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическим материалом (Фиг.2), где на чертеже изображена управляемая пуля. Управляемая пуля содержит маршевую ступень с бронебойным сердечником 1, блоком управления 2 и бортовой аппаратурой 3, стартовый двигатель 4 с центральной трубкой 5, и переходный обтекатель 6, связывающий стартовый двигатель с маршевой ступенью.

Бронебойный сердечник 1 представляет собой носовую часть маршевой ступени и служит для поражения цели. К задней части бронебойного сердечника 1 примыкает блок управления 2, который размещается в переходном обтекателе 6 и служит для управления маршевой ступенью. Бортовая аппаратура 3 предназначена для приема оптического луча, определяющего отклонение реального положения управляемой пули от потребного, обработки этого сигнала и выдачи управляющих команд на блок 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.

Устройство работает следующим образом.

На участке разгона управляемой пули работает стартовый двигатель 4, 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. 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 размещена бортовая аппаратура 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 с помощью блока управления 2 в случае определения бортовой аппаратурой 3 рассогласования между реальным положением маршевой ступени и заданным, причем ее движение осуществляется за счет скорости, достигнутой за время работы стартового двигателя.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить габариты управляемой пули по длине при уменьшении пассивной массы управляемой пули и увеличении ее жесткости, расширить номенклатуру поражаемых целей, увеличить количество возможных носителей, увеличить дальность стрельбы.

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. Бронебойный стержень установлен в передней части маршевой ступени. Рули блока управления размещены в переходном обтекателе. Бортовая аппаратура размещена в задней части маршевой ступени и вдвинута в центральную трубку. Изобретение позволяет уменьшить габариты ракеты по длине, уменьшить пассивную массу ракеты, увеличить жесткость ракеты, дальность стрельбы, количество возможных носителей, расширить номенклатуру поражаемых целей. 2 ил.

Управляемая пуля, выполненная по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащая боевую часть кинетического действия в виде бронебойного стержня и блок управления, отличающаяся тем, что она снабжена отделяемым стартовым двигателем с коротким временем работы, бронебойный стержень установлен в передней части маршевой ступени, к задней части бронебойного стержня примыкает блок управления, рули которого размещены в переходном обтекателе, а бортовая аппаратура размещена в задней части маршевой ступени и вдвинута в центральную трубку, расположенную в стартовом двигателе, при этом корпус стартового двигателя выполнен коническим для обеспечения аэродинамической устойчивости на участке разгона до его отделения.