комплекс вооружения

Классы МПК:F42B10/14 с раскрывающимся опереньем после запуска, например после вылета из ствола
Автор(ы):, , , ,
Патентообладатель(и):Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)
Приоритеты:
подача заявки:
2013-04-09
публикация патента:

Предлагаемое изобретение относится к оборонной технике, а более конкретно к комплексам вооружения. Комплекс вооружения содержит пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе. Задняя часть пули выполнена в виде стабилизатора, жестко закрепленного на корпусе стартового двигателя пули. Стабилизатор представляет собой аэродинамическую юбку. Юбка упругодеформирована с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе. Диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы. Достигается обеспечение необходимой степени статической устойчивости пули при полете с числами Маха больше единицы. 3 з.п. ф-лы, 6 ил. комплекс вооружения, патент № 2529256

комплекс вооружения, патент № 2529256 комплекс вооружения, патент № 2529256 комплекс вооружения, патент № 2529256 комплекс вооружения, патент № 2529256 комплекс вооружения, патент № 2529256 комплекс вооружения, патент № 2529256

Формула изобретения

1. Комплекс вооружения, содержащий пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе, отличающийся тем, что задняя часть пули выполнена в виде стабилизатора, жестко закрепленного на корпусе стартового двигателя пули, и представляющего собой аэродинамическую юбку, упругодеформированную с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе, при этом диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы.

2. Комплекс вооружения по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая юбка выполнена в виде тонкостенной обечайки конической формы.

3. Комплекс вооружения по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая юбка выполнена в виде лепестков, сваренных между собой внахлест по части стыка, при этом лепестки выполнены с возможностью смещения друг относительно друга по свободной части стыка.

4. Комплекс вооружения по п.1, отличающийся тем, что аэродинамическая юбка выполнена в виде набора концентричных тонкостенных обечаек конической формы, углы конусности которых равны, при этом их суммарная толщина равна необходимой для обеспечения прочности и жесткости толщине однослойной юбки, выполненной из аналогичного материала.

Описание изобретения к патенту

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

Известен противотанковый ракетный комплекс 9М113 «Конкурс» [Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного, артиллерийского и ракетного оружия. Часть II. Физические основы устройства и функционирования ракетного оружия: учебник для вузов / под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева. - Тула: Изд-во ТулГУ, 2007. - 784 с.], являющийся наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению. Противотанковый ракетный комплекс содержит пусковую трубу и ракету с крыльями. Каждая консоль крыла состоит из двух тонкостенных трапециевидных, предварительно изогнутых пластин, изготовленных из пружинной стали. Пластины сварены по всему контуру за исключением бортовой хорды, при этом толщина профиля в районе бортовой хорды достаточна для обеспечения жесткости и прочности крыла. Крылья обернуты вокруг корпуса ракеты таким образом, что диаметр окружности, охватывающей крылья, равен внутреннему диаметру пусковой трубы, при этом напряжения, возникающие в материале крыльев при обертывании вокруг корпуса, не превышают предела текучести материала крыльев.

Достоинствами прототипа являются малая масса крыльев и возможность размещения крыла в небольшом объеме на поверхности корпуса ракеты.

Недостатки противотанкового ракетного комплекса заключаются в следующем:

- жесткость и прочность крыльев не позволяют использовать их для полета с числом Маха, превосходящим единицу;

- крылья необходимо нивелировать вручную для обеспечения отсутствия аэродинамического эксцентриситета, что увеличивает трудоемкость изготовления ракеты;

- вклад крыльев в общий коэффициент аэродинамической подъемной силы с увеличением числа Маха уменьшается, что уменьшает степень статической устойчивости ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение необходимой степени статической устойчивости пули при полете с числами Маха больше единицы и уменьшение трудоемкости изготовления пули.

Поставленная задача решается следующим образом.

В комплексе вооружения, содержащем пулю со стабилизатором, размещенную в пусковой трубе, новым является то, что задняя часть пули выполнена в виде стабилизатора, жестко закрепленного на корпусе стартового двигателя пули, и представляющего собой аэродинамическую юбку. Юбка упруго деформирована с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе, при этом диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы.

При этом аэродинамическая юбка может быть выполнена в виде тонкостенной обечайки конической формы.

Аэродинамическая юбка может быть выполнена в виде лепестков, сваренных между собой внахлест по части стыка, при этом лепестки выполнены с возможностью смещения друг относительно друга по свободной части стыка.

Аэродинамическая юбка может быть выполнена в виде набора концентричных тонкостенных обечаек конической формы, углы конусности которых равны, при этом их суммарная толщина равна необходимой для обеспечения прочности и жесткости толщине однослойной юбки, выполненной из аналогичного материала.

Аэродинамическая юбка является задней частью пули, при этом конусность аэродинамической юбки равна конусности той части корпуса стартового двигателя пули, с которой она жестко соединена. Соединение может быть выполнено клеевым, сварным, паяным или заклепочным в зависимости от свойств материалов, из которых выполнены аэродинамическая юбка и часть корпуса стартового двигателя пули, с которой она соединена. Это позволяет жестко соединять аэродинамическую юбку с остальной частью корпуса стартового двигателя пули без нивелировки, что уменьшает трудоемкость ее изготовления. Вклад конической части корпуса в общий коэффициент аэродинамической подъемной силы с увеличением числа Маха увеличивается, при этом коническая аэродинамическая юбка, являющаяся задней частью пули, увеличивает ее степень статической устойчивости. Аэродинамическая юбка во время полета равномерно нагружается аэродинамическим сопротивлением по всей наружной поверхности в отличие от крыльев, воспринимающих в большей степени нагрузку от аэродинамической подъемной силы одной из плоскостей, что увеличивает прочность и жесткость аэродинамической юбки по сравнению с крылом, выполненным из идентичного материала при одинаковой толщине материала, и позволяет использовать ее при полете с большими числами Маха.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется графическим материалом - чертежами.

На Фиг.1 изображен комплекс вооружения в состоянии, в котором он хранится и транспортируется.

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

На Фиг.3 изображена пуля после выхода из пусковой трубы и раскрытия аэродинамической юбки.

На Фиг.4 изображен увеличенный вид Б на Фиг.3 по п.2.

На Фиг.5 изображена задняя часть пули с аэродинамической юбкой по п.3, состоящей из двух сваренных лепестков.

На Фиг.6 изображен увеличенный вид Б на Фиг.3 по п.4.

Пусковая труба 1 служит для хранения и транспортировки пули 2, удержания аэродинамической юбки 3 в сложенном состоянии (фиг.1) и произведения направленного выстрела. Пуля 2 оборудована стартовым двигателем 4 и представляет собой летательный аппарат, выстреливаемый из пусковой трубы и способный осуществлять самостоятельный полет к цели после выхода из пусковой трубы. Аэродинамическая юбка 3 может быть выполнена в виде тонкостенной обечайки конической формы (фиг.4), конусность которой соответствует конусности корпуса стартового двигателя, и является частью пули, диаметр большего основания юбки в раскрытом состоянии больше внутреннего диаметра пусковой трубы 1, при этом юбка упруго деформирована с возможностью обеспечения размещения в пусковой трубе. Стартовый двигатель 4 представляет собой ракетный двигатель на твердом топливе и служит для разгона пули до заданной скорости. Аэродинамическая юбка (фиг.5) может состоять из лепестков 5, сваренных между собой внахлест по части стыка, при этом лепестки выполнены с возможностью смещения друг относительно друга по свободной части стыка. Также аэродинамическая юбка (фиг.6) может быть выполнена в виде концентричных тонкостенных обечаек конической формы 6, углы конусности которых равны, при этом их суммарная толщина равна необходимой для обеспечения прочности и жесткости толщине однослойной юбки, выполненной из аналогичного материала.

Комплекс вооружения работает следующим образом.

Во время хранения и транспортирования комплекса вооружения аэродинамическая юбка, являющаяся задней частью корпуса пули, упруго деформирована так, что напряжения, возникшие при деформировании, не превышают предела текучести материала юбки, и удерживается в деформированном состоянии внутренней поверхностью пусковой трубы. После произведения выстрела пуля выходит из пусковой трубы, в результате чего аэродинамическая юбка прекращает удерживаться в деформированном состоянии пусковой трубой и возвращается в первоначальное состояние за счет собственной упругости, запасенной в материале юбки. Затем включается стартовый двигатель, и пуля продолжает самостоятельный полет к цели.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить необходимую степень статической устойчивости пули при полете с числами Маха больше единицы и уменьшить трудоемкость изготовления пули.

Скачать патент РФ Официальная публикация
патента РФ № 2529256

patent-2529256.pdf

Класс F42B10/14 с раскрывающимся опереньем после запуска, например после вылета из ствола

складной руль управляемой ракеты -  патент 2524475 (27.07.2014)
аэродинамический руль ракеты -  патент 2520846 (27.06.2014)
поворотный узел крыла компактного летательного аппарата -  патент 2513080 (20.04.2014)
стабилизатор снаряда -  патент 2512041 (10.04.2014)
механизм управления элевоном -  патент 2505776 (27.01.2014)
привод несущей управляющей плоскости летательного аппарата -  патент 2503919 (10.01.2014)
устройство управления спускаемым летательным аппаратом -  патент 2502041 (20.12.2013)
способ наведения по оптическому лучу ракеты, стартующей с подвижного носителя -  патент 2498192 (10.11.2013)
складываемая аэродинамическая поверхность -  патент 2492412 (10.09.2013)
раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты -  патент 2482434 (20.05.2013)
Наверх