Нацеливаемая пучковая боевая часть управляемой ракеты

Изобретение относится к боеприпасам. Боевая часть содержит подвижный корпус с зарядом взрывчатого вещества, на торце которого, обращенном к носовой части ракеты, размещен металлический поражающий блок. Боевая часть выполнена в виде конуса с возможностью пространственного перемещения его вершины внутри корпуса ракеты, при этом металлический поражающий блок размещен на основании конуса, диаметр которого близок к внутреннему диаметру корпуса ракеты. Повышается вероятность поражения цели при заданной массе боевой части. 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к боеприпасам, а более конкретно к нацеливаемым осколочным боевым частям с направленным преимущественно вперед потоком (пучком) готовых поражающих элементов (ГПЭ).

В монографии Р. Ллойда "Физика и проектирование конвенционных боевых частей", серия "Прогресс в астронавтике и аэронавтике" т.179, изд. Американского института аэронавтики и астронавтики, 1998, описана конструкция так называемой карданной боевой части (gimbaled warhead). Боевая часть (БЧ) содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества, снабженный в задней части карданным подвесом, соединяющим боевую часть с ракетой. На переднем торце боевой части расположен слой ГПЭ. Нацеливание производится вращением боевой части вокруг подвеса.

Для обеспечения необходимого угла нацеливания, т.е. угла между осями боевой части и ракеты, диаметр боевой части должен быть существенно меньше внутреннего диаметра ракеты, что приводит к уменьшению площади контакта заряда ВВ со слоем ГПЭ и в конечном счете к уменьшению массы и кинетической энергии потока ГПЭ. Это является основным недостатком карданной системы.

Наиболее близким аналогом заявленного изобретения является нацеливаемая пучковая боевая часть управляемой ракеты, содержащая подвижный корпус с зарядом взрывчатого вещества, на торце которого, обращенном к носовой части ракеты, размещен металлический поражающий блок (RU 2032139 С1, опубл. 27.03.1995). Недостаток тот же, что и у аналога.

Задачей изобретения является устранение указанного недостатка.

Техническое решение состоит в том, что нацеливаемая пучковая боевая часть управляемой ракеты содержит подвижный корпус с зарядом взрывчатого вещества, на торце которого, обращенном к носовой части ракеты, размещен металлический поражающий блок. Боевая часть выполнена в виде конуса с возможностью пространственного перемещения его вершины внутри корпуса ракеты, при этом металлический поражающий блок размещен на основании конуса, диаметр которого близок к внутреннему диаметру корпуса ракеты.

В частных вариантах изобретения в вершине упомянутого конуса расположен шарнир, соединенный с приводом отсека управления. Металлический поражающий блок выполнен в виде одного или нескольких слоев готовых поражающих элементов. Готовые поражающие элементы выполнены с возможностью их плотной укладки в слое. Готовые поражающие элементы выполнены из тяжелого сплава. Металлический поражающий блок выполнен в виде круглой пластины с выдавленными полусферическими углублениями, обращенными вершинами к заряду взрывчатого вещества. Внутри заряда взрывчатого вещества по его оси размещена круглая пластина, выполненная из низкоплотного материала. Металлический поражающий блок выполнен с диаметром, меньшим диаметра основания конуса. Металлический поражающий блок выполнен в виде шарового сегмента.

Фиг.1 - исходное расположение БЧ в носовом отсеке; фиг.2 - нацеленное расположение БЧ; фиг.3 - нацеленное расположение БЧ в среднем отсеке ракеты; фиг.4 - варианты исполнения боевой части; фиг.5 - варианты исполнения привода; фиг.6. 7, 8 - схемы действия боевой части.

На фиг.1 показана схема исходного расположения боевой части в носовом отсеке ракеты 1, на фиг.2 - нацеленное положение боевой части. Боевая часть содержит корпус 2 с зарядом взрывчатого вещества 3 и детонатором 4. В задней части корпуса расположен шарнир 5, соединяющий боевую часть со штангой привода 6, выступающей из отсека управления 7. На переднем торце заряда ВВ расположен слой (блок) ГПЭ 8, выполненных из стали или тяжелых сплавов на основе вольфрама, тантала и т.п. ГПЭ могут быть выполнены в форме, обеспечивающей их плотную укладку в блоке. На фиг.1, 2 условно показаны ГПЭ в форме шаров. Диаметр основания конической боевой части близок к внутреннему диаметру корпуса ракеты.

Корпус носового отсека выполнен из легкого сплава в виде тонкостенной конструкции, не препятствующей прохождению потока ГПЭ. Конструкция по фиг.1 обеспечивает поражение во всей передней полусфере.

На фиг.3 представлена боевая часть в виде усеченного конуса (показана в нацеленном положении).

В данном случае боевая часть расположена сзади отсека управления 9 с рулями 10, что затрудняет поражение целей в зоне, расположенной по оси ракеты. Возможным выходом из положения является сброс отсека управления перед подрывом боевой части.

На фиг.4 представлены различные исполнения боевой части. Боевая часть, показанная на фиг.4,а, снабжена генератором плоской детонационной волны, состоящим из наружного заряда в виде полого конуса 11, выполненного из ВВ с высокой скоростью детонации D1, и внутреннего заряда в виде сплошного конуса 12, выполненного из ВВ с более низкой скоростью детонации D2, причем обе скорости связаны соотношением

D2=D1cosα,

где α -угол полураствора конуса.

Другой вариант исполнения плосковолнового генератора представлен на фиг.4,б. В заряде взрывчатого вещества выполнена полость 13 в виде шарового сегмента, обращенного выпуклой стороной к вершине конуса, причем выпуклая сторона полости покрыта тонким слоем металла 14 (облицовкой).

В заряде боевой части по фиг.4,в по оси заряда помещена круглая пластина 15 (взрывонепроводящая линза), выполненная из легкого инертного материала. При этом блок ГПЭ 16 выполнен многослойным с уменьшением диаметров слоев укладки ГПЭ по направлению к заряду ВВ.

В конструкции фиг.4,г применено многоточечное инициирование 17 заднего торца заряда в виде круглой пластины с выдавленными полусферическими углублениями 18, обращенными вершинами к заряду ВВ.

В конструкции фиг.4,д металлический поражающий блок, в данном случае многослойный блок ГПЭ 19, выполнен с диаметром, меньшим диаметра основания конуса. Заряд ВВ образует оголовье 20.

В конструкции фиг.4,е металлический поражающий блок выполнен в виде круглой пластины 21 в форме шарового сегмента, предназначенной для формирования ударного ядра.

Схематические варианты исполнения привода боевой части показаны на фиг.5. На фиг.5,а показан привод с двухкоординатным (угол-радиус) перемещением шарнира по прямолинейной направляющей 22, на фиг.5,б - с перемещением по криволинейной направляющей 23 (24 - блок нацеливания), на фиг.5,в - подвижное сочленение 25, на фиг.5,г - система независимых толкателей 26.

Боевая часть предназначена главным образом для использования в зенитных управляемых ракетах и может поражать как самолеты, так и тактические баллистические ракеты. При подлете к цели определяется сторона и величина промаха и относительная скорость. По этим данным бортовым компьютером рассчитываются оптимальные координаты точки подрыва и требуемая ориентация оси БЧ в этой точке.

Привод обеспечивает требуемую ориентацию БЧ, после чего в расчетной точке производится ее подрыв. Прямое падение детонационной волны на блок ГПЭ обеспечивает высокую скорость метания ГПЭ. При этом угол при вершине пучка зависит от вида конструкции БЧ. Конструкции с плосковолновым генератором (фиг.4,а, б) создают плоскую детонационную волну, что приводит к уменьшению угла пучка и увеличению плотности потока ГПЭ. Аналогичный результат обеспечивается конструкциями фиг.4,в и г. В последней реализуется так называемая мультикумулятивная («менисковая») схема с образованием множества высокоскоростных ударных ядер.

Схема по фиг.4,д с оголовьем 20 из ВВ также предназначена для уменьшения угла разлета ГПЭ.

Схема по фиг.4,е с формированием ударного ядра может быть применена при обеспечении высокой точности нацеливания. Схема с многоточечным инициированием (фиг.4,г) позволяет с учетом условий встречи с целью управлять углом разлета ГПЭ.

Схемы поражения воздушной и наземной целей показаны соответственно на фиг.6, 7 (VБ - скорость поражающего блока относительно ракеты, VОТН - скорость ракеты относительно цели, Vp - скорость ракеты, Ц - цель). На фиг.8 показано действие боевой части по цели, находящейся прямо по курсу ракеты, с отстрелом головного отсека управления.

Техническим результатом является повышение вероятности поражения цели при заданной массе боевой части. Переход от боевых частей с круговым полем к направленным боевым частям соответствует современной тенденции развития средств поражения.

1. Нацеливаемая пучковая боевая часть управляемой ракеты, содержащая подвижный корпус с зарядом взрывчатого вещества, на торце которого, обращенном к носовой части ракеты, размещен металлический поражающий блок, отличающаяся тем, что она выполнена в виде конуса с возможностью пространственного перемещения его вершины внутри корпуса ракеты, при этом металлический поражающий блок размещен на основании конуса, диаметр которого близок к внутреннему диаметру корпуса ракеты.

2. Боевая часть по п.1, отличающаяся тем, что в вершине упомянутого конуса расположен шарнир, соединенный с приводом отсека управления.

3. Боевая часть по п.1, отличающаяся тем, что металлический поражающий блок выполнен в виде одного или нескольких слоев готовых поражающих элементов.

4. Боевая часть по п.3, отличающаяся тем, что готовые поражающие элементы выполнены с возможностью их плотной укладки в слое.

5. Боевая часть по п.3, отличающаяся тем, что готовые поражающие элементы выполнены из тяжелого сплава.

6. Боевая часть по п.1, отличающаяся тем, что металлический поражающий блок выполнен в виде круглой пластины с выдавленными полусферическими углублениями, обращенными вершинами к заряду взрывчатого вещества.

7. Боевая часть по п.1, отличающаяся тем, что внутри заряда взрывчатого вещества по его оси размещена круглая пластина, выполненная из низкоплотного материала.

8. Боевая часть по п.1, отличающаяся тем, что металлический поражающий блок выполнен с диаметром, меньшим диаметра основания конуса.

9. Боевая часть по п.1, отличающаяся тем, что металлический поражающий блок выполнен в виде шарового сегмента.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к области разработки систем наведения ракет и может быть использовано в комплексах ПТУР и ЗУР. .

Изобретение относится к системам сопровождения авиационно-космических объектов и может быть использовано для определения точности наведения снаряда на цель, контроля конечных условий их сближения и определения попаданий поражающих элементов снаряда в цель.

Изобретение относится к системам сопровождения авиационно-космических объектов и может быть использовано для определения точности наведения снаряда на цель и контроля конечных условий их сближения.

Изобретение относится к области авиационных управляемых ракет (АУР) и может использоваться для информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения ракеты.

Изобретение относится к двухканальным пассивным устройствам обнаружения наземных объектов по их инфракрасному излучению сканирующих координаторов цели самоприцеливающихся боеприпасов.

Изобретение относится к оборонной технике, к управляемым ракетам и снарядам и может быть использовано в пневматических рулевых приводах систем управления ракет и снарядов.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначается для использования в аппаратуре управления ракеты. .

Изобретение относится к системам наведения ракет. .

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ракетной технике, и может быть использовано при разработке комплексов артиллерийского управляемого вооружения.

Изобретение относится к авиационным управляемым ракетам и может использоваться для перенацеливания ракеты на силовую установку цели на ближнем участке траектории сближения ракеты с протяженной целью и для информационного обеспечения функционирования боевого снаряжения авиационной управляемой ракеты

Изобретение относится к управлению летательными аппаратами и может быть использовано в системах стабилизации полета симметричных зенитных управляемых ракет с крестообразным расположением четырех аэродинамических рулей

Изобретение относится к области разработки систем наведения (СН) ракет

Изобретение относится к области военной техники, а именно к системам управления вращающимися ракетами

Изобретение относится к информационно-управляющим системам различных объектов, например объектов военного назначения

Изобретение относится к области наведения управляемых снарядов

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к электрическим рулевым приводам, и может быть использовано, например, в системах управления беспилотными летательными аппаратами

Изобретение относится к боеприпасам

Наверх