CN101017077A

CN101017077A - 炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹

Info

Publication number: CN101017077A
Application number: CN 200610070682
Authority: CN
Inventors: 周林
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2006-12-05
Filing date: 2006-12-05
Publication date: 2007-08-15

Abstract

本发明涉及一种穿甲弹，特别涉及一种炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹。其技术方案是：主要由长杆式弹芯和可脱式的固体火箭发动机组成，所述的长杆式弹芯的中后段套入固体火箭发动机内的弹芯套管内，长杆式弹芯被发射后由固体火箭发动机增速，固体火箭发动机的外形被设计成低阻炮弹头形状，火箭发动机增速完成后，在空气阻力的作用下空的火箭发动机外壳连同固定在其中轴线上的弹芯套管一起向后脱离，长杆式弹芯从弹芯套管内完全脱出高速攻击目标。有益效果是：(1)在不改变现有火炮结构和膛压的条件下迅速提高战斗力；(2)穿甲能力可翻番提高；(3)穿甲弹在动力飞行末段才达到其最大速度，有效射程增大。

Description

炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹

一、技术领域：

本发明涉及一种穿甲弹，特别涉及一种炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹。

二、背景技术：

目前各国装备的动能穿甲弹的多是尾翼稳定脱壳穿甲弹又被称为长杆式穿甲弹。主要由弹芯和弹托组成，弹芯的形状为长杆式，由大长径比(15-25/1)的钨合金或贫铀合金制成；弹托由铝合金等物质制成，弹托的作用是在炮膛内承受火药气体的推力，使穿甲弹获得很高的初速度(我国目前最高为1730米/秒)，穿甲弹被射出炮膛后，弹托即在空气阻力的作用下自动分裂并向四周飞散，完成了弹托的使命，这一过程称为脱壳，脱壳后长杆式弹芯在尾翼稳定下高速向前飞行，以其巨大的动能和坚硬的弹头来击穿坦克的装甲，尾翼稳定脱壳穿甲弹是目前坦克最主要、最有效的弹种。

但是现有的尾翼稳定脱壳穿甲弹存在以下缺点：现有尾翼稳定脱壳穿甲弹的最高弹速是在其被发射出炮口的瞬间而不是在击中目标的瞬间。尾翼稳定脱壳穿甲弹被射出炮膛后，起穿甲作用的弹芯就进入了无动力飞行阶段，在空气阻力的作用下，飞行速度逐渐降低，特别是弹道末段速度损失较大，击中远距离目标时弹芯的速度远小于其初速度，其穿甲效果大为降低。

三、发明内容：

本发明的目的就是针对现有技术存在的上述缺陷，提供一种可以在现有火炮发射药为穿甲弹提供的炮口初始能量的基础上，在穿甲弹出膛后再附加一个火箭增速能量，提高弹芯的发射后的飞行速度和总动能，提高穿甲效果的炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹。

其技术方案是：主要由长杆式弹芯和可脱式的固体火箭发动机组成，所述的长杆式弹芯的中后段套入固体火箭发动机内，长杆式弹芯被发射后由固体火箭发动机增速，固体火箭发动机的外形被设计成低阻炮弹头形状。

可脱式固体火箭发动机的中轴线上贯穿有与其固定为一体的弹芯套管，弹芯套管尾端封闭，弹芯套管内正好可以容纳尾稳定翼被完全纵向折叠后的长杆式弹芯的中后段。

长杆式弹芯的中后段的套在弹芯套管内，长杆式弹芯前段有与弹芯一体的凸起的推力承接器，推力承接器挡在弹芯套管的前端外；长杆式弹芯的尾稳定翼为向前纵向完全可折叠式，且长杆式弹芯从固体火箭发动机空壳内的弹芯套管内脱出后其尾稳定翼可以完全展开。

可脱式固体火箭发动机尾端有可折叠且出膛后可弹起的尾稳定翼；还有火箭发动机喷口、弹芯套管支撑架、弹芯套管、弹芯套管固定环、网格状过滤固定器等。

可脱式固体火箭发动机外壳内壁、喷口、网格状固体推进剂过滤、固定器等部位及弹芯套管外表面等部位均有隔热层或粘贴有绝热包覆套、层。

所述可脱式固体火箭发动机的固体推进剂药柱、绝热包覆套与发动机壳体、弹芯套管外壁粘接固定为一体。

所述可脱式固体火箭发动机的固体推进剂药柱内固化有少量的带有连续折弯的耐高温细金属丝或此种细金属丝制作的笼架，药柱在炮膛内由火炮发射药直接点燃点火药引燃，且通过增大其燃烧面积和使用速燃固体推进剂的方法在较短的时间燃烧完毕。

本发明的有益效果是：(1)由于有在原有发射药能量的基础上附加的火箭增速能量，穿甲弹总能量增大，使用成熟技术，可在不改变现有火炮结构和膛压的条件下迅速提高战斗力；(2)穿甲弹在击中目标时(约1000-2000米以外)获得其最大速度、最大动能、穿甲能力可翻番提高；(3)穿甲弹在动力飞行未段才达到其最大速度，有效射程增大；(4)穿甲弹速度快、直射距离大、弹道低平、飞行时间短射击移动目标准确度提高。

四、附图说明：

附图1是本发明的结构示意图；

附图2是本发明的侧视图；

附图3是本发明的长杆式弹芯的结构示意图；

附图4是本发明的火箭增速发动机的壳体的结构示意图；

附图5是本发明的火箭增速发动机的壳体的后视图；

附图6是本发明和现有技术的弹速、射距曲线图。

图中，壳体(1)、固体推进剂外药柱外层(2)、火箭发动机固体推进剂外药柱(3)、火箭发动机固体推进剂内药柱(4)、固体推进剂内药柱内层(5)、弹芯套管的前端(6)、尾翼及喷口总成(7)、点火药(8)、尾稳定翼(9)、被帽(10)、推力承接器(11)、螺纹(12)、长杆式弹芯(13)，可弹起式弧形尾稳定翼(A)、弹芯套管支撑架及弹芯套管固定环(B)、火箭发动机喷口(C)、尾翼及喷口总成和壳体的连接固定螺纹(D)、弹芯套管固定环上固定弹芯套管的螺纹(E)、与尾翼及喷口总成相连接的火箭固定推进剂网格状过滤固定器(F)。

五、具体实施方式：

结合附图1-6，对本发明作进一步的描述：

主要由长杆式弹芯13和可脱式的固体火箭发动机组成，可脱式固体火箭被设计成低阻炮弹头形状，发动机尾端有可折叠并且出膛后可弹起的弧形尾稳定翼。可脱式固体火箭发动机的中轴线上贯穿有与其固定为一体的弹芯套管，弹芯套管尾端封闭，弹芯套管可以正好容纳尾稳定翼被完全向前纵向叠式后的长杆式弹芯13的中后部分，套在弹芯套管内的弹芯与弹芯套管之间无任何连接结构，弹芯前段没有套在弹芯套管内的弹芯上有一凸起的推力承接器11挡在弹芯套管前端管壁外口上，使弹芯只承接推力。火炮发射后固体火箭发动机在炮膛内即被点燃并开始工作，在固体火箭发动机工作时即由火箭增速时，固体火箭发动机同长杆式弹芯13一起向前加速飞行；当固体火箭发动机推进剂燃烧完毕后即无火箭增速时，套在弹芯套管内的弹芯不承接固体火箭发动机空外壳所受空气阻力作用产生的拉力，弹芯和火箭发动机空外壳在存速性能方面差异巨大，在空气阻力的作用下空的火箭发动机外壳连同固定在其中轴线上的弹芯套管一起向后脱离，火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹完成其脱壳过程，长杆式弹芯从弹芯套管内完全脱出，长杆式弹芯尾端呈X型配制的纵向可折叠式尾稳定翼被弹簧弹起并展开，尾翼稳定长杆式弹芯独自以极高的速度飞向目标，曲线图参照附图6。

可脱式固体火箭发动机的结构由壳体1、尾翼及喷口总成7组成；所述的壳体1的前端与弹芯套管的前端6通过螺纹固定联接，后端与尾翼喷口总成7通过螺纹固定联接并通过尾翼喷口总成上的弹芯套管固定环上固定弹芯套管的螺纹E与弹芯套管后段6固定联接；火箭增速发动机壳体1由外至内依次设有固体推进剂外药柱外层2、火箭发动机固体推进剂外药柱3、火箭发动机固体推进剂内药柱4和固体推进剂内药柱内层5；所述的火箭发动机固体推进剂外药柱3和火箭发动机固体推进剂内药柱4之间的间隙及注入的点火药8，点火药由火炮发射药产生的高温气体直接点燃并引燃固体推进剂药柱，在炮膛内固体火箭发动机即开始工作；另外，可以通过使内、外药柱表面呈锯齿状的方法增大固体推进剂药柱燃面面积和使用含有铝、镁粉和氧化铁微粒的速燃型固体推进剂的方法以达到速燃的效果，火炮射击的冲击使部分药柱碎裂也使燃速加快，使推进剂在0.5-1秒内燃烧完毕，使穿甲弹在出膛后1000-2000米内持续加速飞行并达到最大速度，其后火箭发动机空壳与长杆式弹芯分离，弹芯弹出惯性前飞。同火箭增速发动机壳体内壁相粘接为一体的是空心的圆锥台形外药柱，其空心的内腔药柱呈锯齿状；同弹芯套管外壁相粘接为一体的是空心的圆锥台形的内药柱，其空心的内腔由弹芯套管贯穿并粘接为一体，内药柱外缘也呈锯齿状；内、外药柱锯齿状表面基本呈凹凸状对合，内、外药柱锯齿状表面之间的细小腔隙和喷管前方空间为其燃烧室。在制造固体推进剂药柱时可以混入少量带有连续“Z”形折弯的耐高温细金属丝(5％)或用此种金属丝制作的笼架，以增强药柱在炮膛承受高温高压气体冲击时的抗分裂强度和分裂后固体推进剂块之间的连接性能，然后将混入少量金属丝或金属丝笼架和少量含能粘合剂的推进剂注入模具成型后包裹在绝热包覆套内并硫化，使绝热包覆套和含有耐高温细金属丝或金属丝笼架的固体推进剂药柱固化为一体，加工成空心圆锥台形。在安装外药柱时先在空心的圆锥台形推进剂表面的绝热包覆套药柱上涂覆粘附剂后，将药柱推入内表面粘覆有一层隔热层的火箭增速发动机壳体，使固体推进剂外药柱、绝热包覆套、隔热层和火箭增速发动机壳体粘接为一体。在安装内药柱时先在空心的圆锥台形推进剂内表面的绝热包覆套上涂覆粘附剂后，将内药柱空心对准外表面粘覆有一层隔热层且前段螺纹已同内壁粘接好空心外药柱的火箭增速发动机壳体前端螺纹相连接的弹芯套管，推入药柱，使固体推进剂内药柱、绝热包覆套、隔热层和弹芯套管外表面粘接为一体。当然也可以制造一个整体式空心圆锥台形药柱并在药柱中预留一些喷管前方燃烧室的燃烧孔洞，孔洞内和药柱底面放置点火药，整体式药柱抗冲击性能好。最后在拧上尾翼及喷口总成。

可脱式固体火箭发动机的尾翼及喷口总成7的结构包括：可弹起式弧形尾稳定翼A、弹芯套管、弹芯套管支撑架及弹芯套管固定环B、火箭发动机喷口C、尾翼及喷口总成和火箭增速发动机壳体的连接固定螺纹D、弹芯套管固定环上固定弹芯套管的螺纹E、与尾翼及喷口总成相连接的火箭固定推进剂网格状过滤固定器F，网格状过滤固定器F的作用是使固体推进剂碎块在未燃烧完前不能从喷口喷出，喷口总成所有内壁的隔热层可以用石棉粉40％、环氧树脂50％、邻苯二甲酸二丁酯10％，外包碳纤维或碳化硅制成，其余隔热层为以上三种成分，不外包碳纤维或碳化硅。所有螺纹固定连接时表面均需涂覆粘附剂，所述的粘附剂为环氧树脂和石棉粉的混合物。

长杆式弹芯13的前端设有与被帽10连接的螺纹12，被帽和弹芯前端上可加装风帽，前段设置挡在弹芯套管前端管壁外口上的凸起的推力承接器11，其作用是使弹芯单向承力，只承接固体火箭发动机产生的推力，不承接固体火箭发动机空壳体所受空气阻力作用产生的拉力，套在弹芯套管内的弹芯与弹芯套管之间无任何连接结构，弹芯后端为呈X型配制的可向后纵向展开的尾稳定翼9，并且为向前纵向完全可折叠式。所述的固体推进剂外药柱外层2由绝热包覆套、隔热层和火箭增速发动机壳体粘接为一体；所述的固体推进剂内药柱内层5由绝热包覆套、隔热层和弹芯套管外表面通过粘附剂粘接为一体。所述的弹芯套管内表面、长杆式弹芯外表面均有聚四氟乙烯覆层。

Claims

1.一种炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹，其特征是：主要由长杆式弹芯和可脱式的固体火箭发动机组成，所述的长杆式弹芯的中后段套入固体火箭发动机内，长杆式弹芯被发射后由固体火箭发动机增速，固体火箭发动机的外形被设计成低阻炮弹头形状。

2.根据权利要求1所述的炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹，其特征是：可脱式固体火箭发动机的中轴线上贯穿有与其固定为一体的弹芯套管，弹芯套管尾端封闭，弹芯套管内正好可以容纳尾稳定翼被完全纵向折叠后的长杆式弹芯的中后段。

3.根据权利要求1或2所述的炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹，其特征是：长杆式弹芯的中后段的套在弹芯套管内，长杆式弹芯前段有与弹芯一体的凸起的推力承接器，推力承接器挡在弹芯套管的前端外；长杆式弹芯的尾稳定翼为向前纵向完全可折叠式，且长杆式弹芯从固体火箭发动机空壳内的弹芯套管内脱出后其尾稳定翼可以完全展开。

4.根据权利要求1或2所述的炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹，其特征是：可脱式固体火箭发动机尾端有可折叠且出膛后可弹起的尾稳定翼；还有火箭发动机喷口、弹芯套管支撑架、弹芯套管、弹芯套管固定环、网格状过滤固定器等。

5.根据权利要求4所述的炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹，其特征是：可脱式固体火箭发动机外壳内壁、喷口、网格状固体推进剂过滤、固定器等部位及弹芯套管外表面等部位均有隔热层或粘贴有绝热包覆套、层。

6.根据权利要求1或2所述的炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹，其特征是：所述可脱式固体火箭发动机的固体推进剂药柱、绝热包覆套与发动机壳体、弹芯套管外壁粘接固定为一体。

7.根据权利要求6所述的炮射火箭增速尾翼稳定脱壳穿甲弹，其特征是：所述可脱式固体火箭发动机的固体推进剂药柱内固化有少量的带有连续折弯的耐高温细金属丝或此种细金属丝制作的笼架，药柱在炮膛内由火炮发射药直接点燃点火药引燃，且通过增大其燃烧面积和使用速燃固体推进剂的方法在较短的时间燃烧完毕。