УПРАВЛЯЕМАЯ ПУЛЯ

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

Известна управляемая пуля [патент RU 2512047 C1], являющаяся наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению и выбранная авторами в качестве прототипа. Известная управляемая пуля выполнена по двухступенчатой бикалиберной схеме и содержит боевую часть, стартовый двигатель, блок управления и газодинамическое устройство управления. Она снабжена переходным обтекателем, в котором вокруг хвостовой части маршевой ступени размещено газодинамическое устройство управления, выполненное в виде газодинамического рулевого привода с пороховым аккумулятором давления торообразной формы, реализующее моментное управление путем создания поперечной тяги. Сопла газодинамического устройства управления выведены наружу переходного обтекателя в радиальном направлении. Стартовый двигатель выполнен отделяемым. Корпус стартового двигателя выполнен коническим. Боевая часть размещена в носовой части маршевой ступени. Блок управления размещен в хвостовой части маршевой ступени, которая вдвинута в центральную трубку, выполненную в стартовом двигателе.

Достоинствами прототипа являются рациональное использование свободного объема переходного обтекателя и возможность моментного управления как неоперенными, так и оперенными летательными аппаратами на начальном участке траектории, когда скорость полета недостаточна для реализации аэродинамического управления.

Недостатки прототипа заключаются в следующем:

- переднее расположение газодинамического устройства управления приводит к малому плечу управляющей силы относительно центра масс управляемой пули, что требует большого секундного расхода рабочего тела и, следовательно, ведет к увеличению габаритов и массы управляемой пули;

- переднее расположение газодинамического устройства управления смещает вперед центр масс управляемой пули, что негативно сказывается на ее аэродинамической устойчивости и уменьшает плечо управляющей силы относительно центра масс;

- в процессе работы стартового двигателя центр масс управляемой пули смещается вперед, что приводит к уменьшению плеча управляющей силы газодинамического устройства управления и в совокупности с увеличением степени статической устойчивости требует значительного увеличения секундного расхода рабочего тела.

Технической задачей изобретения является уменьшение габаритов и массы управляемой пули при увеличении точности и расширении номенклатуры поражаемых целей.

Задача изобретения решается следующим образом.

В управляемой пуле, выполненной по двухступенчатой бикалиберной схеме, содержащей маршевую ступень, состоящую из боевой части и блока управления, кормовая часть которой вдвинута в центральную трубку, размещенную в отделяемом стартовом двигателе конической формы, имеющем тандемное заднее расположение и больший калибр, переходный обтекатель и газодинамическое устройство управления с пороховым аккумулятором давления, сопла которого перпендикулярны продольной оси управляемой пули, новым является то, что газодинамическое устройство управления размещено в кормовой части управляемой пули и закреплено на заднем днище отделяемого стартового двигателя, а пороховой аккумулятор давления размещен в задней части центральной трубки отделяемого стартового двигателя. Сопла газодинамического устройства управления расположены между соплами отделяемого стартового двигателя.

В частном случае:

- в управляемой пуле на заднем торце газодинамического устройства управления размещено фотоприемное устройство, при этом сопла отделяемого стартового двигателя установлены под углом 15-25° к продольной оси управляемой пули;

- в управляемой пуле отделяемый стартовый двигатель содержит не менее четырех сопел;

- в управляемой пуле газодинамическое устройство управления содержит не менее двух сопел.

Размещение газодинамического устройства управления в кормовой части управляемой пули позволяет максимально удалить координаты его сопел от центра масс боеприпаса, то есть получить максимально возможное плечо управляющей силы. Таким образом, при сохранении прежнего стабилизирующего момента, действующего на управляемую пулю в полете, а следовательно, при сохранении потребной величины управляющего момента, потребная величина управляющей силы, развиваемой газодинамическим устройством управления оказывается меньшей.

Возникающее при работе стартового двигателя смещение центра масс управляемой пули вперед по направлению движения в таком случае не приводит к необходимости увеличения секундного расхода рабочего тела, поскольку вместе с увеличением степени статической устойчивости боеприпаса увеличивается и плечо действия управляющей силы.

Указанные преимущества кормового размещения газодинамического устройства управления позволяют уменьшить габариты и массу как его исполнительных устройств, так и порохового аккумулятора давления, поскольку потребный запас рабочего тела газодинамического устройства управления оказывается меньше. Это, в свою очередь, позволяет уменьшить габариты и массу управляемой пули.

Размещение фотоприемного устройства на заднем торце газодинамического устройства управления позволяет реализовать моментное управление боеприпасом на стартовом участке траектории по лучу лазера, что приводит к увеличению точности управляемой пули и расширению номенклатуры поражаемых целей.

Выполнение соплового блока стартового двигателя многосопловым с количеством сопел не менее четырех позволяет уменьшить длину управляемой пули и обеспечить достаточный объем для размещения газодинамического устройства управления.

Газодинамическое устройство управления может содержать два или более сопел, которые размещены между соплами отделяемого стартового двигателя. Применение газодинамического устройства управления, оснащенного двумя соплами, позволяет минимизировать его габариты и массу, а также предельно упростить конструкцию, однако в таком случае требуется предварительное закручивание управляемой пули относительно продольной оси с частотой 10-50 Гц, например, вышибным двигателем при ее запуске из пускового контейнера или стартовым двигателем, в случае выполнения его сопел косопоставленными.

Сущность изобретения поясняется графическим материалом.

На фиг.1 представлен общий вид управляемой пули.

На фиг.2 приведено увеличенное изображение газодинамического устройства управления (вид А на фиг.1).

На фиг. представлен вид Б на фиг.1.

Боевая часть 1 выполнена в виде бронебойного стержня, размещена в носовой части маршевой ступени и предназначена для кинетического поражения цели. Газодинамическое устройство управления 2 выполнено в виде газодинамического привода поперечной тяги и размещено в кормовой части управляемой пули. Газодинамическое устройство управления 2 предназначено для управления пулей до момента разделения. Блок управления 3 расположен в хвостовой части маршевой ступени, состоит из электронной аппаратуры и исполнительных устройств, обеспечивающих полет маршевой ступени после отделения стартового двигателя 4, и вдвинут в центральную трубку 5, размещенную в стартовом двигателе. Отделяемый стартовый двигатель 4 предназначен для разгона управляемой пули, имеет тандемное заднее расположение относительно маршевой ступени и больший калибр. Его обечайка имеет коническую форму для увеличения степени статической устойчивости управляемой пули. В отделяемом стартовом двигателе 4 соосно размещена центральная трубка 5, предназначенная для размещения в ней хвостовой части маршевой ступени и элементов газодинамического устройства управления 2, а также для их электрической связи. Переходный обтекатель 6 предназначен для снижения аэродинамического сопротивления управляемой пули и размещен вокруг маршевой ступени перед отделяемым стартовым двигателем 4. Сопла 7 газодинамического устройства управления 2 размещены между сопел 8 отделяемого стартового двигателя 4 и перпендикулярны продольной оси управляемой пули. Сопла 7 предназначены для истечения через них продуктов сгорания твердого топлива, размещенного в пороховом аккумуляторе давления 9 газодинамического устройства управления 2. Сопла 8 отделяемого стартового двигателя 4 предназначены для создания тяги и размещены под углом 15-25° к продольной оси управляемой пули в задней части стартового двигателя. Пороховой аккумулятор давления 9 выполнен в виде цилиндра, размещен в центральной трубке 5 отделяемого стартового двигателя 4 и предназначен для создания рабочего тела газодинамического устройства управления 2. Фотоприемное устройство 10 размещено на заднем торце газодинамического устройства управления 2 и предназначено для приема лазерного излучения с наземного пункта управления, его преобразования и передачи сигнала в блок управления 3.

Изобретение работает следующим образом. В процессе старта управляемой пуле придают вращение с частотой 10-50 Гц относительно продольной оси. Отделяемый стартовый двигатель 4 создает реактивную тягу с помощью сопел 8 и разгоняет управляемую пулю до требуемого значения скорости. Требуемая аэродинамическая устойчивость управляемой пули на участке разгона обеспечивается за счет конической формы обечайки стартового двигателя 4. Переходный обтекатель 6 снижает аэродинамическое сопротивление управляемой пули на участке разгона за счет своей формы. По команде с блока управления 3 воспламеняется заряд твердого топлива в пороховом аккумуляторе давления 9, продукты сгорания которого служат в качестве рабочего тела для газодинамического устройства управления 2. Фотоприемное устройство 10 принимает лазерное излучение с наземного пункта управления, обрабатывает его и передает сигнал в блок управления 3, который, в свою очередь, обрабатывает полученный сигнал и выдает команды газодинамическому устройству управления 2. В соответствии с полученными командами газодинамическое устройство управления 2 перекрывает одно из сопел 7, в результате чего, за счет истечения рабочего тела из противоположного сопла, создается управляющая сила P. Управляющая сила P создает относительно центра масс пули управляющий момент, который придает управляемой пуле пространственный угол атаки. При движении управляемой пули с пространственным углом атаки на ее планере создается аэродинамическая сила, за счет которой реализуется перемещение центра масс пули в плоскости, перпендикулярной ее продольной оси, в соответствии с командами, передаваемыми лазерным излучением с наземного пункта управления. По окончании разгона стартовый двигатель 4 отделяется вместе с переходным обтекателем 6 и газодинамическим устройством управления 2, смещаясь по хвостовой части маршевой ступени назад по направлению движения за счет аэродинамических сил или под воздействием пиротехнических устройств, обеспечивающих разделение. После отделения стартового двигателя 4 маршевая ступень продолжает полет к цели, при этом управление ее полетом осуществляет блок управления 3 за счет собственных исполнительных устройств.

Реализация изобретения позволяет уменьшить габариты и массу управляемой пули при увеличении ее точности и расширении номенклатуры поражаемых целей.