Способ увеличения дальности полета артиллерийского снаряда

Изобретение относится к боеприпасам и, в частности, к артиллерийским снарядам. Технический результат - увеличение дальности полета артиллерийского снаряда. Устройство содержит корпус кормового отсека с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, воздухозаборное устройство. Корпус кормового отсека составлен из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек. После вылета снаряда производят забор атмосферного воздуха для дожигания газообразной смеси. Трансформируют корпус кормового отсека сразу после вылета снаряда из канала ствола путем выдвижения наружной обечайки для формирования ракетно-прямоточного двигателя. Затем сбрасывают наружную обечайку вместе с блоком основных стабилизаторов и частью корпуса. Раскрывают дополнительные стабилизаторы. Несущую поверхность дополнительных стабилизаторов определяют с учетом изменения общей массы снаряда и положения центра масс снаряда после окончания работы ракетно-прямоточного двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к боеприпасам, а именно: к способам увеличения дальности полета артиллерийских снарядов и может быть использовано при разработке способов увеличения дальности полета и снарядов с увеличенной дальностью полета.

Известны два пути увеличения дальности полета артиллерийских снарядов.

Первый из них заключается в размещении на борту артиллерийского снаряда разгонного двигателя [R.Oosthuizen, JJ.duBuission, G.F.Botha.Solidfuelramjet (SFRJ) propulsionforartilleryprojectileapplications -conceptdevelopmentoverview // 19th IntemationalSymposiumofBallistics, Interlaken, Switzerland, 2001. Р. 403-410].

Данный способ позволяет повысить дальность стрельбы артиллерийского снаряда путем увеличения скорости его полета за счет энергии, запасенной в топливе. Размещение на борту прямоточного воздушно-реактивного двигателя позволяет использовать в качестве окислителя воздух, однако в таком случае на борту снаряда требуется иметь камеру дожигания определенных размеров, за счет чего ограничивается объем полезной нагрузки при неизменных габаритах снаряда.

Известен аэродинамически стабилизированный снаряд, в котором реализована телескопическая трансформация планера в процессе полета. (заявка №WO 2001SE0133220010613 «Fin stabilized shell»).

Данное устройство позволяет увеличить объем снаряда в процессе полета и за счет смещения назад блока стабилизаторов повысить степень статической устойчивости при сохранении габаритов штатного снаряда в процессе его хранения. Однако дополнительный свободный объем, полученный в ходе телескопической трансформации, остается пассивным и никак не используется.

Известен артиллерийский снаряд, реализующий способ снижения донного сопротивления. Данный снаряд имеет корпус хвостового отсека избыточной прочности для полетных режимов с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, производящим газообразные продукты с недостатком окислителя. Способ снижения донного сопротивления реализуется путем подвода дополнительного кислорода за счет эжекции набегающего потока через регулятор расхода, обеспечивающий количество эжектируемого в центральную зону спутной струи воздуха, пропорциональное скорости артиллерийского снаряда, что позволяет увеличить площадь взаимодействия газовых потоков и повысить эффективность дожигания конденсированной фазы в нестационарных условиях полета. Газогенератор в данном случае предназначен для повышения давления в области донного среза и уменьшения тем самым донного сопротивления, что в конечном итоге приводит к повышению дальности полета снаряда. При этом большая площадь взаимодействия газовых потоков способствует более полному дожиганию образованных в газогенераторе продуктов. Создаваемая реактивная тяга в данном случае пренебрежимо мала (Патент РФ №2225976 от 02.12.2002, МПК: F42B 15/00).

Недостатками является то, что дожигание части пиротехнического состава происходит за донным срезом снаряда, что приводит к неполному использованию энергии, запасенной в пиротехническом составе, а также химической энергии воздуха, участвующего в процессе дожигания. Также, снаряд на траектории имеет избыточный запас прочности корпуса, обусловленный высоким уровнем стартовых перегрузок в канале ствола.

Таким образом, энергия топливного заряда газогенератора используется далеко не полностью, а возможности корпуса снаряда с позиций прочности конструкции несоизмеримо выше, чем это необходимо в полете.

Известен способ увеличения дальности полета артиллерийского снаряда, заключающийся в том, что после вылета снаряда, содержащего корпус кормового отсека с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, производящим газообразные продукты с недостатком окислителя, из канала ствола производят забор атмосферного воздуха, кислородом которого дожигают горючую газообразную смесь, полученную в газогенераторе, при этом корпус кормового отсека выполняют составным из телескопически сложенных наружной и внутренней обечаекив полете его дважды трансформируют: первый раз трансформацию проводят сразу после выхода снаряда из канала ствола путем выдвижения наружной обечайки с блоком стабилизаторов, обеспечивая формирование ракетно-прямоточного двигателя с камерой дожигания, топливным зарядом газогенератора, воздухозаборным устройством и соплом, второй раз трансформацию проводят после выгорания топливного заряда газогенератора за счет возвращения наружной обечайки корпуса кормового отсека в исходное положение и закрывают при этом воздухозаборное устройство (патент РФ №2522699, заявка №2012152897 от 10.12.2012, МПК: F42B 15/00-прототип).

Указанный способ реализуется следующим образом.

Артиллерийский снаряд содержит корпус кормового отсека (ККО) с блоком стабилизаторов и донным газогенератором, воздухозаборное устройство. Корпус кормового отсека составлен из телескопически сложенных наружной и внутренней обечаек. После вылета снаряда производят забор атмосферного воздуха для дожигания газообразной смеси, трансформируют ККО сразу после вылета снаряда из канала ствола путем выдвижения наружной обечайки для формирования ракетно-прямоточного двигателя, затем трансформируют ККО путем возвращения наружной обечайки в исходное положение и закрывают воздухозаборное устройство.

Основным недостатком данного способа является сложность конструкции снаряда, обусловленная необходимостью наличия механизма возврата наружной обечайки в исходное положение, что приводит к ухудшению его массово-габаритных характеристик. Кроме того, для стабилизации полета снаряда как на начальном участке, с зарядом газогенератора, так и на конечном, когда данный заряд уже использован, и с разным положением центра масс, используется один и тот же блок стабилизаторов, что ухудшает летные характеристики снаряда.

Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является увеличение дальности полета артиллерийского снаряда за счет оптимизации конструкции снаряда, снижения его массы во время полета и подбора оптимальных характеристик блока стабилизаторов для каждого участка полета- с работающим и неработающим ракетно-прямоточным двигателем.

Решение указанной задачи достигается тем, что, в предложенном способе увеличения дальности полета артиллерийского снаряда, содержащем полый корпус с блоком основных стабилизаторов и кормовым отсеком, при этом внутри упомянутого корпуса выполнена перегородка, разделяющая его полость на две изолированные друг от друга части, причем в одной его части, размещают взрывчатое вещество, а во второй части размещают топливный состав с недостатком окислителя, образуя, таким образом, донный газогенератор, состоящий из части полого корпуса снаряда и блока сопел, и производящий газообразные продукты с недостатком окислителя, при этом корпус кормового отсека выполняют составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек, а блок основных стабилизаторов размещают в выходной части наружной обечайки, заключающийся в том, что после вылета снаряда из ствола, корпус кормового отсека трансформируют путем осевого выдвижениянаружнойобечайки по отношению к внутренней, обеспечивая формирование ракетно-прямоточного двигателя с камерой дожигания, топливным зарядом газогенератора, воздухозаборным устройством и соплом, при этом из окружающей атмосферы производят забор атмосферного воздуха, кислородом которого дожигают горючую газообразную смесь, полученную в газогенераторе, после чего полученные продукты сгорания направляют к упомянутому соплу, создавая, таким образом, реактивную тягу, согласно изобретению, корпус снаряда выполняют с возможностью расстыковки его частей между собой, причем узел разъема располагают во второй части корпуса, при этом во второй части размещают блок дополнительных стабилизаторов, который закрепляют в сложенном состоянии на перегородке между частями, при этом, после окончания работы ракетно-прямоточного двигателя, наружную обечайку кормового отсека сбрасывают вместе с блоком основных стабилизаторов и частью внутренней обечайки/всем корпусом второй части, после чего/одновременно со сбросом раскрывают блок дополнительных стабилизаторов.

Сущность изобретения иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 представлена принципиальная схема артиллерийского снаряда до выхода из канала ствола; на фиг. 2 представлен поперечный разрез в районе воздухозаборных устройств на фиг. 1; на фиг. 3 представлена схема артиллерийского снаряда после произведения первой трансформации корпуса; на фиг. 4 представлена схема артиллерийского снаряда после сбрасывания наружной обечайки.

Предлагаемый способ может быть реализован при помощи снаряда, имеющего следующую конструкцию.

Корпус снаряда выполняют из внутренней 1 и наружной 2 соосно установленных обечаек. Обечайка 2 выполнена с возможностью осевого перемещения по отношению к обечайке 1. На наружной обечайке 2 установлен блок основных стабилизаторов 3 и воздухозаборные устройства 4. Воздухозаборные устройства 4 вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5, расположенном в выходной части наружной обечайки 1, формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя, принцип работы которого заключается в следующем. Образующийся при сгорании в донном газогенераторе 6 специального твердого топлива газ, содержащий значительное количество несгоревших частиц, поступает камеру двигателя и, догорая, смешивается с воздушным потоком, который попадает в камеру через воздухозаборные устройства 4. Донный газогенератор 6 с сопловым блоком 7, представляющий собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, установлен внутри внутренней обечайки 1. Корпус разделен на две части: первую 7 с зарядом взрывчатого вещества и вторую с донным газогенератором 6 при помощи перегородки 8. Внутри полости второй части установлен узел разъема частей корпуса 9. На перегородке 8 установлен блок дополнительных стабилизаторов 10, которые находятся в сложенном состоянии.

Предлагаемый способ может быть реализован при помощи указанного снаряда следующим образом.

В момент выстрела, снаряд разгоняют в канале ствола артиллерийского орудия, при этом внутренняя и наружная обечайки 1 и 2 соответственно совместно воспринимают возникающую осевую перегрузку. После выхода снаряда из канала ствола, наружную обечайку 2 смещают назад относительно направления движения снаряда, раскрывают при этом основные аэродинамические стабилизаторы 3 и воздухозаборные устройства 4, которые вместе с наружной обечайкой 2 и соплом 5 формируют второй контур ракетно-прямоточного двигателя.

В донном газогенераторе 6, представляющем собой первый контур ракетно-прямоточного двигателя, воспламеняют топливный состав с недостатком окислителя, после чего продукты неполного сгорания топлива начинают поступать во второй контур. С помощью воздухозаборных устройств 4 производят забор атмосферного воздуха и используют его для дожигания во втором контуре газообразных продуктов, поступающих из первого контура, которые затем истекают через сопло 5 второго контура, чем создают реактивную тягу.

После окончания работы донного газогенератора 6 потребность в наружной обечайке 2 и второй части корпуса отпадает. В этом случае, подается команда на срабатывание механизма узла разъема 9, после чего от корпуса снаряда отделяется часть корпуса второй части/ корпус второй части вместе с наружной обечайкой 1 и блоком основных стабилизаторов 3. Одновременно с этим раскрываются дополнительные стабилизаторы 10.

Сброс указанных частей позволит увеличить скорость снаряда, за счет уменьшения его массы, а исключение механизма возврата наружной обечайки 2 в первоначальное положение позволит упростить его конструкцию.

Использование предложенного технического решения позволит увеличить дальность полета артиллерийского снаряда за счет оптимизации конструкции снаряда, снижения его массы во время полета и подбора оптимальных характеристик блока стабилизаторов для каждого участка полета - с работающим и неработающим ракетно-прямоточным двигателем.

Способ увеличения дальности полета артиллерийского снаряда, содержащего полый корпус с блоком основных стабилизаторов и кормовым отсеком, при этом внутри упомянутого корпуса выполнена перегородка, разделяющая его полость на две изолированные друг от друга части, причем в одной его части размещают взрывчатое вещество, а во второй части размещают топливный состав с недостатком окислителя, образуя, таким образом, донный газогенератор, состоящий из части полого корпуса снаряда и блока сопел и производящий газообразные продукты с недостатком окислителя, при этом корпус кормового отсека выполняют составным из телескопически расположенных наружной и внутренней обечаек, а блок основных стабилизаторов размещают в выходной части наружной обечайки, заключающийся в том, что после вылета снаряда из ствола корпус кормового отсека трансформируют путем осевого выдвижения наружной обечайки по отношению к внутренней, обеспечивая формирование ракетно-прямоточного двигателя с камерой дожигания, топливным зарядом газогенератора, воздухозаборным устройством и соплом, при этом из окружающей атмосферы производят забор атмосферного воздуха, кислородом которого дожигают горючую газообразную смесь, полученную в газогенераторе, после чего полученные продукты сгорания направляют к упомянутому соплу, создавая, таким образом, реактивную тягу, отличающийся тем, что корпус снаряда выполняют с возможностью расстыковки его частей между собой, причем узел разъема располагают во второй части корпуса, при этом во второй части размещают блок дополнительных стабилизаторов, который закрепляют в сложенном состоянии на перегородке между частями, при этом после окончания работы ракетно-прямоточного двигателя наружную обечайку кормового отсека сбрасывают вместе с блоком основных стабилизаторов и частью внутренней обечайки/всем корпусом второй части, после чего одновременно со сбросом раскрывают блок дополнительных стабилизаторов.