БРОНЕБОЙНЫЙ АКТИВНО-РЕАКТИВНЫЙ СНАРЯД Российский патент 2019 года по МПК F42B14/06 F42B12/04 

Бронебойный активно-реактивный снаряд относится к боеприпасам и может быть использован для повышения бронепробиваемости снаряда на средних и дальних дистанциях.

Известна конструкция кинетического боеприпаса, в которой ракетный двигатель располагается вокруг бронебойного сердечника большого удлинения - MRM-KE [42nd Annual Armament Systems: Gun and Missile Systems Conference & Exhibition Charlotte, North Carolina, 23-26 April 2007].

Рассматриваемая конструкция содержит следующие основные элементы: раскрывающиеся лопасти стабилизатора, корпус из композиционных материалов, реактивный двигатель на твердом топливе (РДТТ), проникающий сердечник, двигатели коррекции, батарею питания, головку самонаведения (ГСН).

Достоинства конструкции MRM-KE: возможность коррекции траектории и самонаведения, большая кинетическая энергия в сравнении с обычными БОПС, возможность включать двигатель на оптимальном участке траектории. Все это, теоретически, позволяет применять данный боеприпас на больших дальностях.

Недостатки конструкции MRM-KE в сравнении с классическими БОПС:

- Сложность и дороговизна. В первую очередь, связанная с наличием системы самонаведения.

- Большой вес и размеры конструкции. Использование ракетных двигателей подразумевает необходимость наличия соответствующего количества окислителя в топливе, плюс радиолокационная ГСН, батарея питания и складное оперение. Масса MRM-KE вдвое превышает массу обычных снарядов, что уменьшает начальную скорость и, следовательно, эффективность применения.

- Быстрая потеря скорости после выработки топлива. Бронебойный сердечник не отделяется от остальной конструкции, поэтому после выработки топлива будет терять кинетическую энергию значительно быстрее классических БОПС, благодаря значительному лобовому сопротивлению воздуха.

Известны конструкции АРС с ракетно-прямоточном двигателем на твердом топливе (РПДТ) переднего расположения [Ракетно-прямоточные двигатели на твердом и пастообразном топливах. Основы проектирования и экспериментальной отработки. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2010. - 320 с. - с. 31]. РПДТ приведенного в примере снаряда, как и двигатель у предлагаемой в данной заявке конструкции, расположен спереди и имеет центральное тело, являющееся головной частью снаряда. Двигатель данного снаряда имеет входное устройство, камеру сгорания, сопло, сопловые отверстия газогенератора, заряд твердого топлива торцевого горения.

Недостатком данного и подобных ему решений является использование зарядов торцевого горения с каналами, ведущими в камеру сгорания, которую правильнее называть камерой дожигания, поскольку в камеру сгорания входят уже частично окисленные частицы (продукты первичного сгорания). Такая конструкция так же подразумевает наличие немалого количества окислителя. К тому же, смещение центра масс по мере горения такого заряда может негативно сказаться на точности.

Известна конструкция двухступенчатой ракеты Р-3 И.А. Меркулова, с прямоточным воздушно-реактивным двигателем на твердом топливе (ПВРДТ) в качестве второй ступени [Ракетно-прямоточные двигатели на твердом и пастообразном топливах. Основы проектирования и экспериментальной отработки. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2010. - 320 с. - с. 15-16]. Основные элементы ракеты: входное устройство ПВРДТ, заряд топлива ПВРДТ, заряд топлива РДТТ, аэродинамический тормоз, аэродинамический стабилизатор, сопло, сбрасываемая заглушка. Данная конструкция, как и предлагаемое техническое решение, предусматривает использование кольцеобразных зарядов твердого топлива, что подразумевает большую площадь взаимодействия поверхности зарядов с атмосферным воздухом. Недостатком приведенного в примере устройства, является конструкция входного устройства с расширяющимся диффузором, характерная для малоэффективных дозвуковых ГТВРД.

Известны бронебойные оперенные подкалиберные снаряды (БОПС) с ведущими устройствами [см., патент РФ №2347177]. Такие снаряды содержат - баллистический наконечник, секторное ведущее устройство, перьевой стабилизатор, многосоставной сердечник. Для получения высоких показателей бронепробиваемости таких средств поражения, нужна и большая масса бронебойного оперенного подкалиберного снаряда (БОПС), и высокая начальная скорость при малом диаметре и большом удлинении. Повышение характеристик и по массе и по скорости входит в противоречие друг с другом. Современные подкалиберные оперенные снаряды развивают скорость порядка 1500-1800 м/с. Падение скорости на трассе полета составляет приблизительно 50 м/с на каждые 1000 метров. В то время как наилучшая бронепробиваемость может быть получена при ударных скоростях 2000-2500 м/с. Повышение ударной скорости до гиперзвуковых 3000 м/с и более не приводит к дальнейшему увеличению бронепробиваемости, так как в этом случае основная часть энергии снаряда будет расходоваться на увеличение диаметра кратера. Дальнейшее увеличение массы, длины и скорости БОПС сталкивается с необходимостью перехода к большим калибрам орудия и новым автоматам заряжания, что приводит к снижению боекомплекта и повышает требования к платформе, на которой размещается орудие.

Применение активно-реактивных снарядов (АРС), позволяющих разгонять и поддерживать высокую скорость тяжелого снаряда после выхода снаряда из канала ствола является хорошо известным методом. Однако в случае с БОПС практического применения активно-реактивные снаряды не нашли.

Технической задачей изобретения является увеличение достижимых без увеличения калибра и длины снаряда - массы, скорости и дальности полета бронебойного оперенного подкалиберного стреловидного сердечника, с целью повысить бронепробиваемость на средних и дальних дистанциях. В отличие от фугасных АРС на ПВРДТ, для которых главным показателем является дальнобойность, задача АРС с бронебойным сердечником - достижение максимально возможной для классического ПВРДТ скорости за кратчайший промежуток времени с последующим разделением сердечника и двигателя.

Данная техническая задача в рамках предлагаемого изобретения решается тем, что корпус ПВРДТ расположен внутри ведущего устройства (ВУ) и, в одном из пунктов, они объединены в одно устройство. Роль центрального тела, обеспечивающего внешнее торможение сверхзвукового потока играет баллистический наконечник характерной конической формы, обеспечивающий несколько скачков уплотнения. Учитывая то, что начальная скорость БОПС, как правило, выше ЗМ и расход воздуха ПВРДТ предлагаемой конструкции будет более значительным, нежели в фугасных АРС, начальная скорость которых, как правило, не более 2,5М, а также учитывая задачу разгона более тяжелого бронебойного сердечника до 2000 м/с (почти 6М у земли), т.е. до максимальной для современных ПВРД скорости, решено отказаться от распространенных конструкций с газогенератором имеющим каналы в камеру сгорания/дожигания и использования цилиндрических зарядов твердого топлива торцевого горения, в пользу зарядов образующих кольцо с продольным центральным каналом. Такие заряды обеспечат значительный контакт поверхности топлива с поступающим воздухом, что обеспечивает более быстрое его сгорание и позволяет уменьшить количество окислителя в составе. Также, предлагаемые заряды приводят к меньшему смещению центра масс по мере выгорания. Кроме того, по мере разгона и, соответственно, увеличения расхода воздуха, площадь горения будет постоянно увеличиваться вплоть до полного выгорания топливных зарядов, продолжая разгон. Дополнительно, возможно размещение меньших топливных зарядов кольцом вокруг сердечника, оставляя промежуток относительно кольца зарядов расположенных на внутренних стенках ПВРДТ.

При выстреле снаряда возникает нагрузка способная деформировать заряды высокометаллизированного твердого топлива, для избегания такого эффекта заряды закрываются перфорированными пластинами из высокопрочных и жаропрочных материалов.

Благодаря размещению ПВРДТ внутри обычного секторного, срываемого воздушным потоком ВУ или совмещения ВУ с ПВРДТ в едином устройстве, появляется возможность сохранить объемы метательного заряда для разгона снаряда. Совмещение ВУ с ПВРДТ в едином устройстве подразумевает наличие ведущих поясков на корпусе ПВРДТ, обеспечивающие надежную обтюрацию канала ствола и обязательное наличие отделяемого поддона, предохраняющего сопло от попадания пороховых газов при выстреле.

После выработки топлива стоит задача разделения ПВРДТ и сердечника для значительного снижения лобового сопротивления. Задача может быть решена разными путями, к примеру: крепления расположены в двух участках - у баллистического наконечника и ближе к центру сердечника за утолщением на теле сердечника. При этом роль утолщения на теле сердечника может играть просто сужение его диаметра. Расстояние между креплениями у баллистического наконечника должно быть больше чем диаметр утолщения на теле сердечника. Крепления на всех участках должны быть выполнены с разрывами, обеспечивающими возможность прохождения хвостового оперения сердечника. Само оперение делается малого размаха, способное проходить через кольцевой воздухозаборник. Материалы оперения подразумевают высокую жаростойкость и жаропрочность, поскольку подвержены влиянию реактивной струи. Для сочетания прочного крепления при перевозке, подаче и выстреле с легким разделением в полете можно использовать тонкую прослойку (припой) легкоплавкого металла между креплением и поверхностью сердечника.

Предложенная конструкция иллюстрируется графически. На фиг. 1 представлен вид изобретения, сочетающий в себе пункты 1-5 формулы. На фиг. 2. представлен вид изобретения по пункту 6. Цифровые обозначения общих элементов конструкции на фигурах совпадают. Элементы конструкция по фиг. 1 обозначены следующим образом: секторное ведущее устройство 1, корпус ПВРДТ 2, топливные заряды 3, крепления сердечника к ПВРДТ 4, камера сгорания 5, сопло 6, припой 7, участок уменьшения диаметра сердечника 8, крепления баллистического наконечника к ПВРДТ 9, бронебойный сердечник 10, баллистический наконечник 11, хвостовое оперение 12, перфорированная защитная пластина 15.

Элементы конструкция по фиг. 2 обозначены следующим образом: корпус ПВРДТ 2, топливные заряды 3, крепления сердечника к ПВРДТ 4, камера сгорания 5, сопло 6, припой 7, участок уменьшения диаметра сердечника 8, крепления баллистического наконечника к ПВРДТ 9, бронебойный сердечник 10, баллистический наконечник II, хвостовое оперение 12, ведущие пояски 13, секторный поддон 14, перфорированная защитная пластина 15.

Работа конструкции осуществляется следующим образом: после вылета из канала ствола снаряда со сверхзвуковой скоростью, происходит отделение ведущего устройства 1 или поддона 14 набегающим потоком воздуха. Для осуществления такого разделения данные конструкции выполняются секторными, то есть, разделяющимися на элементы. В варианте по фиг. 2, с поддоном 14, на корпусе ПВРДТ 2 расположены ведущие пояски 13 для обтюрации пороховых газов при выстреле и центрирования снаряда в канале ствола. Баллистический наконечник 11, играет роль центрального тела в ПВРДТ. Баллистический наконечник 11, благодаря особой конической форме в передней части обеспечивает внешнее сжатие и торможение воздуха с несколькими скачками уплотнения. Благодаря конической задней части обеспечивается внутреннее торможение, т.к. корпус ПВРДТ 2 и коническая задняя часть баллистического наконечника 11 образуют диффузор. Благодаря этому сверхзвуковой поток воздуха тормозится до дозвуковой скорости, при этом возрастает давление и температура, что инициирует горение топливных зарядов 3. Топливные заряды 3 из высокометаллизированного топлива с небольшим количеством окислителя, защищены от деформации и разрушения при выстреле перфорированными защитными пластинами 15 и располагаются кольцом на внутренних стенках корпуса ТТВРДТ 2. На фиг. 1 показан вариант с дополнительными топливными зарядами расположенными кольцом вокруг бронебойного сердечника 10. В камере сгорания 5 происходит основной процесс окисления топлива, затем, благодаря соплу Лаваля 6, рабочее тело разгоняется до сверхзвуковой скорости превышающей скорость встречного потока, создавая тягу. Тем временем, высокие температуры расплавляют припой 7, убирая жесткое крепление сердечника к ПВРДТ 4 и позволяя сердечнику 10 вместе с баллистическим наконечником 11 выйти из корпуса ПВРДТ 2. Выход происходит после выработки топливных зарядов 3, в связи с разницей в аэродинамическом сопротивлении между баллистическим наконечником 11 и корпусом ПВРДТ 2. Для возможности выхода сердечника, крепления баллистического наконечника к ПВРДТ 9 и крепления сердечника к ПВРДТ 4, в местах соединения с сердечником 10 и баллистическим наконечником 11, соответственно, выполнены с разрывами для прохождения хвостового оперения 12. Хвостовое оперение 12 повернуто относительно креплений 4 и 9, для исключения контакта с ними при разделении.

По мнению автора, предложенная конструкция соответствует поставленной задаче и достаточно проста и технологична. И, несмотря на меньшую начальную скорость, позволит увеличить бронепробиваемость БОПС на средних и дальних дистанциях.

Изобретение относится к активно-реактивным снарядам с бронебойным оперенным подкалиберным сердечником. Технический результат - повышение бронепробиваемости на дальних дистанциях. Бронебойный стреловидный снаряд содержит проникающий подкалиберный сердечник и ведущее устройство. Проникающий сердечник объединен с твердотопливным прямоточным воздушно-реактивным двигателем, который содержит корпус, входное устройство, топливный заряд, камеру сгорания и сопло. При этом головная часть проникающего сердечника использована в качестве центрального тела. Это тело обеспечивает торможение сверхзвукового потока с повышением давления и температуры, обеспечивающие инициирование горения топливных зарядов. Эти топливные заряды установлены так, что образуют кольцо на внутренних стенках камеры сгорания. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Бронебойный стреловидный снаряд, содержащий проникающий подкалиберный сердечник и ведущее устройство, отличающийся тем, что проникающий сердечник объединен с твердотопливным прямоточным воздушно-реактивным двигателем, содержащим корпус, входное устройство, топливный заряд, камеру сгорания и сопло, при этом головная часть проникающего сердечника использована в качестве центрального тела, обеспечивающего торможение сверхзвукового потока с повышением давления и температуры для инициирования горения топливных зарядов, которые образуют кольцо на внутренних стенках камеры сгорания.

2. Снаряд по п. 1, отличающийся тем, что твердотопливный прямоточный воздушно-реактивный двигатель не имеет прочного соединения с проникающим сердечником и обеспечен возможностью отделения после выработки топлива, при этом крепления двигателя к сердечнику расположены за участками сужения сердечника и выполнены с разрывами для прохождения оперения сердечника при отделении.

3. Снаряд по п. 1 или 2, отличающийся тем, что в качестве центрального тела принят баллистический наконечник головной части проникающего сердечника.

4. Снаряд по одному из пп. 1-3, отличающийся тем, что имеет дополнительный топливный заряд, примыкающий к подкалиберному сердечнику, при этом образован зазор между поверхностями топливных зарядов.

5. Снаряд по одному из пп. 1-4, отличающийся тем, что топливные заряды закрыты пластинами, имеющими отверстия для выхода частиц топлива.

6. Снаряд по одному из пп. 1-5, отличающийся тем, что максимальный диаметр корпуса прямоточного твердотопливного воздушно-реактивного двигателя за счет ведущих поясков, играющих роль ведущего устройства, соответствует калибру ствола, а в конструкции предусмотрен отделяемый набегающим потоком воздуха секторный поддон, закрывающий сопло от воздействия пороховых газов.