Результат интеллектуальной деятельности: УПРАВЛЯЕМАЯ ПУЛЯ

Предлагаемое изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в стрелковом оружии и малогабаритных ракетных комплексах.

Известен управляемый снаряд малого калибра [патент US 7781709 B1, МПК⁸ F42B 15/01], конструкция которого является близким техническим решением к предлагаемому изобретению и принята авторами в качестве прототипа. Управляемый снаряд наводится на цель, которая подсвечивается лазером, не вращается в полете, предназначен для стрельбы из малокалиберного оружия с гладким стволом и содержит балансировочный груз, который установлен за оптическим датчиком. Пустотелый конический корпус установлен позади балансировочного груза. Стабилизирующие элементы с аэродинамическими органами управления установлены на коническом корпусе. Фотоприемник, который установлен в головной части снаряда, служит для получения оптического сигнала наведения. Бортовая аппаратура и блок привода органов управления обеспечивают управление и расположены в коническом корпусе. Выходной сигнал от оптического датчика обрабатывается блоком управления для формирования команд, которые поступают на электромагнитные приводные блоки. Для наведения снаряда на цель используют алгоритм непропорциональной навигации.

Достоинствами управляемого снаряда малого калибра являются высокая точность наведения и относительная простота конструкции.

Недостатки управляемого снаряда малого калибра заключаются в следующем:

- малый внутренний объем и низкие маневренные свойства ввиду малого удлинения снаряда;

- при выстреле из ствола указанный снаряд подвержен значительной осевой перегрузке, которая обусловлена ограничением нижней границы величины дульной скорости, требуемой для кинетического поражения цели на заданных дистанциях. В свою очередь, большое значение потребной осевой перегрузки требует иметь определенную толщину обечайки отсека управления, при этом такая обечайка во время полета снаряда после выхода из канала ствола будет обладать излишней толщиной, в связи с чем при заданной системе габаритно-массовых ограничений уменьшается внутренний объем для размещения полезной нагрузки. Также активный старт накладывает ограничения на максимальную дульную скорость управляемого снаряда малого калибра, диктуемые ограниченной прочностью материала составных частей снаряда и электронной аппаратуры;

- способом наведения снаряда на цель является полуактивное самонаведение с использованием отраженного от цели луча лазера, испускаемого подсветчиком, и полуактивной тепловой головки самонаведения. Данный способ наведения требует наличия мощного лазерного подсветчика цели, переносимого вторым номером расчета, а также он подвержен различным видам помех: возможность постановки дымов противником, использование систем подавления оптических устройств, реагирующих на облучение лазером, ответный огонь противника по второму номеру расчета;

- управляемый снаряд малого калибра имеет малую объемную плотность, а следовательно, малую массу, поскольку большая часть объема наполнена электроникой, в связи с этим поражающее действие при кинетическом способе поражения цели весьма ограничено и, в свою очередь, ограничивает номенклатуру поражаемых целей. При этом относительно малая масса пули приводит к быстрому падению скорости полета и, следовательно, к невысокой дальности эффективного ведения огня.

Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение пассивной массы управляемой пули, повышение дальности стрельбы, уменьшение количества единиц расчета, увеличение помехозащищенности системы управления, расширение номенклатуры поражаемых целей, улучшение маневренных свойств управляемой пули, уменьшение массы и габаритов блока привода органов управления.

Поставленная задача решается следующим образом.

В управляемой пуле, содержащей балансировочный груз, стабилизирующие элементы, аэродинамические органы управления, блок привода органов управления, систему управления по лучу, включающую фотоприемник и бортовую аппаратуру, новым является то, что в качестве балансировочного груза выступает боевая часть кинетического действия, выполненная в виде бронебойного стержня. Стабилизирующие элементы выполнены в виде двух консолей и расположены в плоскости, проходящей через продольную ось управляемой пули. Аэродинамические органы управления выполнены в виде пары цельноповоротных аэродинамических рулей, размещенных на одной оси, расположенной за стабилизирующими элементами по направлению движения в плоскости, проходящей через продольную ось управляемой пули и перпендикулярной плоскости расположения стабилизирующих элементов. В управляемой пуле размещен бортовой источник питания, выполненный с возможностью инициирования в момент произведения выстрела. В частном случае:

- удлинение бронебойного стержня составляет 23-28 калибров;

- бронебойный стержень выполнен из материала, плотность которого составляет не менее 12 г/см³;

- бортовой источник питания выполнен в виде батареи питания на твердых солях;

- фотоприемник размещен в заднем торце управляемой пули;

- стабилизирующие элементы и аэродинамические органы управления выполнены с возможностью складывания в корпус во время хранения и транспортировки;

- управляемая пуля снабжена отделяемым ракетным двигателем, размещенным в ее задней части и обеспечивающим возможность реактивного старта из трубчатой направляющей.

Реактивный принцип старта позволяет уменьшить потребную величину осевой перегрузки и, следовательно, уменьшить пассивную массу управляемой пули, тем самым увеличивается объем полезного груза в системе габаритно-массовых ограничений. Длинный бронебойный стержень, выполненный из материала, плотность которого составляет не менее 12 г/см³, обладает большой массой, в связи с чем позволяет повысить дальность стрельбы за счет собственной инерции и расширить номенклатуру поражаемых целей за счет повышенной бронепробиваемости. Размещение фотоприемника в заднем торце управляемой пули позволяет использовать метод телеориентирования в координированном луче для наведения, что позволяет повысить помехозащищенность системы управления и уменьшить массу как управляемой пули, так и всего комплекса вооружения, поскольку в отличие от полуактивного самонаведения отсутствует необходимость подсветки цели и требуется излучатель меньшей мощности. Такой излучатель может транспортироваться и применяться совместно с пусковым устройством управляемой пули одним номером расчета. Использование отделяемого ракетного двигателя в составе управляемой пули, который может быть снабжен косопоставленными соплами, позволяет осуществить закручивание управляемой пули во время старта до частоты 10-30 Гц, за счет чего реализуется возможность расположения аэродинамических органов управления в одной плоскости и размещение их на одной оси, то есть система управления ракетой является одноканальной, что позволяет уменьшить массу и габариты блока привода органов управления.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическим материалом - чертежами.

На фиг.1 изображен общий вид управляемой пули.

На фиг.2 представлен вид А на фиг.1.

На фиг.3 представлен вид Б на фиг.1.

На фиг.4 представлен вид В на фиг.1.

На фиг.5 представлен разрез Г-Г на фиг.4.

На фиг.6 представлен разрез Г-Г управляемой пули по п.6 на фиг.4.

На фиг.7 изображен общий вид управляемой пули по п.7 с отделяемым ракетным двигателем.

Балансировочный груз 1 выполнен в виде бронебойного стержня удлинением 23-28 калибров из материала, плотность которого составляет не менее 12 г/см³, например из сплава ВНЖ, размещен в носовой части управляемой пули и служит для кинетического поражения цели, а также для придания координате центра масс управляемой пули заданного значения. Стабилизирующие элементы 2 представляют собой крыло, состоящее из двух консолей, расположены в плоскости, проходящей через продольную ось управляемой пули, и служат для придания координате центра давления управляемой пули заданного значения, а также для создания подъемной силы при движении с углом атаки. Аэродинамические органы управления 3 выполнены в виде двух аэродинамических рулей, расположенных сзади стабилизирующих элементов 2 по направлению движения на одной оси в плоскости, проходящей через продольную ось управляемой пули, и перпендикулярной плоскости расположения стабилизирующих элементов, и служат для вывода управляемой пули на угол атаки в отклоненном положении, а также для придания координате центра давления управляемой пули заданного значения в нейтральном положении. Блок привода органов управления 4 расположен перед системой управления по лучу относительно носа управляемой пули, представляет собой электромагнитный блок рулевого привода и служит для поворота оси аэродинамических органов управления 3 на заданный угол. Система управления по лучу состоит из фотоприемника 5 и бортовой аппаратуры 6, размещенных в кормовой части управляемой пули, и служит для определения положения управляемой пули относительно оси координированного луча и выдачи управляющих сигналов на блок привода органов управления 4. Бортовой источник питания 7 выполнен в виде батареи на твердых солях, что позволяет реализовать его инициирование в момент произведения выстрела, например путем подачи импульса с пускового устройства на электровоспламенитель батареи, служит для обеспечения системы управления по лучу и блока приводов органов управления 4 электроэнергией и размещен за балансировочным грузом 1 относительно носа управляемой пули. Отделяемый ракетный двигатель 8 установлен на кормовой части управляемой пули и служит для обеспечения реактивного старта из трубчатой направляющей, при этом он может быть снабжен косопоставленными соплами, что позволяет осуществить закручивание управляемой пули во время старта до частоты 10-30 Гц.

Устройство работает следующим образом.

Во время реактивного старта ракетный двигатель 8 разгоняет управляемую пулю и придает ей вращение с частотой 10-30 Гц относительно продольной оси за счет установки его сопел с заданным углом относительно плоскости, проходящей через продольную ось управляемой пули, после чего происходит отделение ракетного двигателя. В то же время производят инициирование бортового источника питания 7. Далее управляемая пуля продолжает самостоятельный полет к цели под действием сил инерции. В случае отклонения траектории полета управляемой пули от оси координированного луча система управления по лучу по достижении заданного углового положения управляемой пули относительно продольной оси выдает команду блоку приводов управления на отклонение аэродинамических органов управления 3, в результате чего управляемая пуля выводится на угол атаки и на ее планере формируется управляющая сила. По достижении управляемой пулей оси координированного луча система управления по лучу формирует нуль - команду, то есть рули 3 занимают нейтральное положение. При попадании управляемой пули в цель бронебойный стержень за счет собственной формы и кинетической энергии пробивает броню цели и проникает внутрь нее, поражая внутренние узлы и агрегаты, а также живую силу.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить пассивную массу управляемой пули, повысить дальность стрельбы, уменьшить количество единиц расчета, увеличить помехозащищенность системы управления, расширить номенклатуру поражаемых целей, улучшить маневренные свойства управляемой пули, уменьшить массу и габариты блока привода органов управления.