Результат интеллектуальной деятельности: УПРАВЛЯЕМАЯ ПУЛЯ

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения и может быть использовано в малогабаритных ракетных комплексах.

Известна бикалиберная ракета [патент RU 2349870 C2], являющаяся наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению и выбрана в качестве прототипа. Бикалиберная ракета содержит отделяемый двигатель, кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством кольцевых секторов с наружными выступами. Резьбовая втулка со стороны двигателя выполнена с кольцевой конической выемкой, а на переднем конце двигателя установлена гайка с наружной и внутренней резьбой и ответным кольцевой конической выемке в резьбовой втулке кольцевым буртом. Втулка навернута на передний конец отделяемого двигателя и на ее наружной резьбе установлена контргайка, поджатая к упорному торцу, выполненному на передней части двигателя.

Достоинством прототипа является уменьшение возмущений маршевой ступени управляемой ракеты при разделении за счет повышения жесткости бикалиберной ракеты в момент разделения.

Недостатки данного способа заключаются в следующем:

- кормовая часть маршевой ступени размещена в посадочном гнезде в передней части отделяемого двигателя, при этом длина посадочного гнезда относительно невелика, что приводит к уменьшению жесткости бикалиберной ракеты и увеличению ее длины;

- аэродинамические поверхности маршевой ступени во время работы стартового двигателя расположены в набегающем потоке воздуха, что увеличивает необратимые потери кинетической энергии бикалиберной ракеты на преодоление аэродинамического сопротивления воздуха;

- конструкция бикалиберной ракеты обладает избыточным количеством элементов, что увеличивает ее массу.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности демпфирования возмущений маршевой ступени управляемой пули при разделении, уменьшение аэродинамического сопротивления пули, уменьшение ее габаритов и массы при одновременном уменьшении сложности конструкции.

Поставленная задача решается следующим образом.

В управляемой пуле, содержащей отделяемый двигатель и кольцевой насадок с резьбовой втулкой, установленный на кормовой части маршевой ступени и соединенный с двигателем посредством разрезного кольца, выполненного в виде кольцевых секторов, кольцевой насадок выполнен в виде тонкостенного переходного обтекателя, в котором размещены аэродинамические поверхности маршевой ступени и выполнен удержатель с упорными поверхностями, совмещенными с задними торцами крыльев маршевой ступени. На переднем торце отделяемого двигателя установлена резьбовая гайка, соединенная с кольцевыми секторами, на которой выполнен прямой упорный торец, обращенный к переходному обтекателю и совмещенный с прямым упорным торцом резьбовой втулки переходного обтекателя. При этом кормовая часть маршевой ступени вдвинута в центральную трубку, размещенную в отделяемом двигателе.

В управляемой пуле переходный обтекатель и резьбовая гайка снабжены буртиками, размещенными в ответной проточке кольцевых секторов.

Маршевая ступень пули вдвинута в центральную трубку, выполненную в отделяемом двигателе, что позволяет увеличить жесткость управляемой пули за счет большей длины соединения маршевой ступени и отделяемого двигателя и уменьшить ее длину. Большая длина соединения маршевой ступени и отделяемого двигателя, а также отделение переходного обтекателя вместе с маршевой ступенью позволяют уменьшить возмущения, приобретаемые маршевой ступенью в процессе разделения и успешно их демпфировать до сброса переходного обтекателя. Аэродинамические поверхности маршевой ступени скрыты в переходном обтекателе, что уменьшает аэродинамическое сопротивление пули во время работы отделяемого двигателя. Управляемая пуля содержит меньшее количество элементов и тонкостенный переходный обтекатель, что позволяет уменьшить ее массу.

Сущность предлагаемой группы изобретений поясняется графическим материалом - чертежами.

На Фиг.1 изображен общий вид управляемой пули.

На фиг.2 представлен разрез А-А на фиг.1.

На фиг.3 представлен разрез Б-Б на фиг.2.

На фиг.4 изображен процесс отделения двигателя от маршевой ступени.

Отделяемый двигатель 1 представляет собой ракетный двигатель на твердом топливе и служит для разгона управляемой пули до заданной скорости. Маршевая ступень 2 вдвинута в центральную трубку 3, расположенную в отделяемом двигателе 1 и представляет собой летательный аппарат, способный самостоятельно продолжать движение после отделения двигателя. Переходный обтекатель 4 содержит буртик 5 и закреплен на кольцевых секторах 6 таким образом, что буртик 5 размещен в проточке 7, выполненной на кольцевых секторах. Переходный обтекатель 4 служит для уменьшения коэффициента аэродинамического сопротивления управляемой пули во время разгона, а во время отделения двигателя для демпфирования возмущений маршевой ступени 2. Кольцевые секторы 6 закреплены на передней части отделяемого двигателя 1 резьбовой гайкой 8 таким образом, что буртик 9, выполненный на резьбовой гайке, размещен в проточке 7 кольцевых секторов, и служат для соединения переходного обтекателя 4 и отделяемого двигателя 1. В переходном обтекателе 4 размещен удержатель 10 с упорными поверхностями 11, совмещенный с задними торцами крыльев 12 маршевой ступени 2 и предназначенный для фиксации маршевой ступени при воздействии на нее обратной осевой перегрузки во время разгона. Резьбовая втулка 13 размещена на переходном обтекателе 4 посредством резьбового соединения и служит для устранения зазоров в месте контакта буртиков 5 и 9 с проточкой 7 на кольцевых секторах 6 путем совмещения ее прямого упорного торца 14 с прямым упорным торцом 15 резьбовой гайки 8. Кормовая часть маршевой ступени 2 образует силовое замыкание с внутренней поверхностью кольцевых секторов 6 и не позволяет им выпасть.

Отделение двигателя от маршевой ступени управляемой пули происходит следующим образом.

После выгорания топлива в отделяемом двигателе 1 посредством активного разделения или из-за разницы сил аэродинамического сопротивления, действующих на отделяемый двигатель 1 и маршевую ступень 2, маршевая ступень выходит из центральной трубки 3 вперед по направлению движения. В процессе движения кольцевые секторы 6 сходят с кормовой части маршевой ступени, в результате чего прекращается силовое замыкание кольцевых секторов и маршевой ступени. После прекращения силового замыкания кольцевые секторы 6 смещаются к продольной оси управляемой пули, чем освобождают переходный обтекатель 4. Переходный обтекатель продолжает движение с маршевой ступенью 2 из-за разницы сил аэродинамического сопротивления, действующих на отделяемый двигатель 1 и переходный обтекатель, а также под действием силы трения о маршевую ступень. После отделения двигателя 1 переходный обтекатель 4 демпфирует возмущения маршевой ступени 2, приобретенные в процессе разделения, до момента его сброса с кормовой части маршевой ступени из-за разницы сил аэродинамического сопротивления, действующих на переходный обтекатель и маршевую ступень.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность демпфирования возмущений маршевой ступени управляемой пули при разделении, уменьшить аэродинамическое сопротивление пули, уменьшить ее массу и габариты при одновременном уменьшении сложности конструкции.