RU2509287C1

RU2509287C1 - Gliding ammunition

Info

Publication number: RU2509287C1
Application number: RU2012139294/11A
Authority: RU
Inventors: Юрий Сергеевич Комратов; Валерий Александрович Кукис; Владимир Федорович Комаров; Юрий Александрович Чикунов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Уральский завод транспортного машиностроения"
Priority date: 2012-09-13
Filing date: 2012-09-13
Publication date: 2014-03-10

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.

SUBSTANCE: ammunition includes a body in the front part with a tapered aerodynamic surface, in which a warhead with an explosive and a detonating fuse is located, a control compartment, two side pivoting wings with a power pneumatic actuator, a propulsive jet with rudders and a tail section, and a pylon attachment element. The body is made of two composite parts, the front one of which is a warhead. Its afterbody is made in the form of a flattened cone, and the rear composite part represents a planetary gear, on the housing of which two pivoting wings with the power actuator are installed. Inside the upper longitudinal part there arranged is the control compartment and a longitudinal power rack, on which an additional aerodynamic surface is installed with possibility of being transformed both to folded and unfolded positions. Articulation of both composite parts of the gliding ammunition is made by means of a supporting and coupling gear installed on a tie-rod with possibility of axial rotation. The tie-rod is fixed on a longitudinal power rack of the planetary gear housing.

EFFECT: increasing ammunition throwing distance.

5 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к оборонной технике, а именно к планирующему боеприпасу раздельного заряжания для ствольной системы артиллерийского орудия и авиатранспортных средств.The invention relates to defense equipment, in particular to a separate-loading planning munition for the artillery gun and airborne receiver system.

Известен боеприпас раздельного заряжания с осколочно-фугасным действием марки ЗОФ45 для ствольной системы артиллерийского орудия 2А64, установленного на самоходной артиллерийской установке 2С19 «Мста-С» (см. Г.Л.Холявский «Энциклопедия бронетехники. Гусеничные боевые машины», Харвест, 2001 г., стр.199-204), регламентированная максимальная дальность полета боеприпаса при действии на его донную часть динамического импульса от взрывного горения полного метательного заряда составляет 24 километра. Внутренняя поверхность канала ствола выполнена с элементами винтовой нарезки. Донная часть снаряда в продольном направлении от ведущего пояска выполнена в форме усеченного конуса.There is a well-known separate loading ammunition with high-explosive fragmentation action of the ZOF45 brand for the 2A64 artillery gun mounted on a 2S19 Msta-S self-propelled artillery system (see G.L.Kholyavsky Encyclopedia of Armored Vehicles. Tracked Combat Vehicles, Harvest, 2001 ., pp. 199-204), the regulated maximum ammunition flight range when a dynamic impulse from explosive combustion of a full propellant charge acts on its bottom is 24 kilometers. The inner surface of the bore is made with screw thread elements. The bottom of the projectile in the longitudinal direction from the leading belt is made in the form of a truncated cone.

Недостатками данной конструкции являются:The disadvantages of this design are:

- малая дальность полета снаряда;- small projectile range;

- малая точность поражения наземной цели в конце излета (падения) неуправляемого метаемого снаряда;- low accuracy of hitting a ground target at the end of the departure (fall) of an unguided missile projectile;

- демаскировка при производстве выстрела (пламя, дым, сильный звук выстрела);- unmasking during firing (flame, smoke, strong sound of a shot);

- отсутствует аэродинамическая поверхность для выполнения планирующего полета;- there is no aerodynamic surface for planning a flight;

- невозможность использования снаряда для бомбометания с самолета, так как элемент системы продольной ориентированной стабилизации (ведущий поясок) не обеспечивает ему вертикальную продольную стабилизацию во время падения для обязательного вертикального удара взрывателя при соприкосновении его с горизонтальной поверхностью земли или поражаемой целью.- the impossibility of using a projectile for bombing from an aircraft, since an element of the longitudinal oriented stabilization system (lead belt) does not provide it with vertical longitudinal stabilization during a fall for mandatory vertical impact of the fuse when it comes in contact with a horizontal surface of the earth or with the target being hit.

Наиболее близким по совокупности существенных признаков к предлагаемому изобретению является планирующий боеприпас (свидетельство на полезную модель №40290 U1 от 05.05.2004 г.), выполненный как летательный аппарат тяжелее воздуха, а именно радиоуправляемая крылатая ракета, на корпусе которой в сложенном положении (радиально сопрягаемом) установлены с возможностью поворота крылья, рули и хвостовое оперение для продольной стабилизации в автономном полете. Автономный полет выполняется за счет установленного реактивного маршевого двигателя. Механизм поворота крыльев включает пневмоцилиндр, закрепленный на поперечном основании, несущей балке, жестко закрепленной двумя концами на корпусе. Пневмоцилиндр кинематически связан с механизмом раскрытия крыльев, работающий от пиропатрона, управляемый дистанционно по команде в месте старта ракеты с самолета. В раскрытом положении крылья удерживаются давлением в пневмоцилиндре и жестко фиксируются от угловых перемещений с двух сторон полости во время автономного полета к цели. Конструктивно крылья выполнены тонколистовыми, в поперечном сечении копируют цилиндрический корпус (в сложенном положении не выходят за цилиндрический габарит корпуса), длина крыла не более 1/3 длины самой ракеты. Носовая часть корпуса заострена для обеспечения аэродинамики полета. Внутри корпуса по его длине и соосно расположены отделение управления движением полета, боевая часть и маршевый реактивный двигатель. Снаряженный планирующий боеприпас образует монокорпус, на наружной поверхности которого кроме поворотных крыльев предусмотрены элементы крепления к пилонам самолета для транспортировки боеприпаса к месту старта.The closest set of essential features to the proposed invention is a planning munition (certificate for utility model No. 40290 U1 dated 05/05/2004), made as an aircraft heavier than air, namely a radio-controlled cruise missile, on the body of which is in the folded position (radially mated ) mounted with the possibility of rotation of the wings, rudders and tail for longitudinal stabilization in autonomous flight. Autonomous flight is carried out due to the installed jet propulsion engine. The mechanism of rotation of the wings includes a pneumatic cylinder mounted on a transverse base, a supporting beam, rigidly fixed by two ends on the body. The pneumatic cylinder is kinematically connected with the wing opening mechanism, operating from the squib, controlled remotely by command at the rocket launch site from the aircraft. In the open position, the wings are held by pressure in the pneumatic cylinder and are rigidly fixed from angular movements on both sides of the cavity during an autonomous flight to the target. Structurally, the wings are made of thin-sheeted ones, in the cross section they copy a cylindrical body (in the folded position they do not go beyond the cylindrical dimension of the body), the wing length is not more than 1/3 of the length of the rocket itself. The nose of the hull is pointed to ensure aerodynamics of flight. Inside the hull along its length and coaxially located flight control department, warhead and mid-flight jet engine. The equipped planning munition forms a monocase, on the outer surface of which, in addition to the rotary wings, fastening elements to the aircraft pylons are provided for transporting the munition to the launch site.

- малая избирательность видов транспортной доставки боеприпаса к месту старта в автономный планерный полет;- low selectivity of the types of transport delivery of ammunition to the launch site in an autonomous glider flight;

- малая аэродинамическая поверхность крыльев, что не позволяет планирующему боеприпасу выполнять полет по траектории плавного снижения (глиссаде) при выключенном маршевом двигателе;- the small aerodynamic surface of the wings, which does not allow the planning munition to fly along a smooth descent path (glide path) with the main engine off;

- длина неделимого снаряженного боеприпаса не позволяет использовать ствольную систему артиллерийского орудия с раздельным заряжанием выстрела.- the length of the indivisible equipped ammunition does not allow the use of the barrel artillery system with separate loading of the shot.

Технической задачей данного изобретения является создание планирующего боеприпаса как для авиации, так и для ствольной системы артиллерийского орудия с раздельным заряжанием, увеличение дальности метания такого боеприпаса и снижение демаскирующих признаков выстрела.The technical task of this invention is the creation of a planning munition for both aircraft and the receiver system of artillery guns with separate loading, increasing the throwing distance of such munitions and reducing the unmasking signs of a shot.

Техническое решение поставленной задачи состоит в следующем:The technical solution to the problem is as follows:

- планирующий боеприпас для ствольной системы артиллерийского орудия раздельного заряжения, по своей конструктивности, выполнен из двух отдельных составных частей так, что передняя часть - боевая (базовый снаряд), а задняя - планерное устройство. Планерное устройство снаряжено в несгораемую металлическую гильзу и содержит разделительный подвижный поршень и весовую часть метательного заряда. Для останова подвижного поршня на краю дульца выполнен внутренний цилиндрический уступ. Планерное устройство сочленяется с базовым снарядом с помощью опорно-сцепного механизма в начальный период своего движения по каналу ствола орудия производимого выстрела. Сочлененный в продольном направлении планирующий боеприпас с приобретенной начальной скоростью от динамического импульса при взрывном горении метательного заряда, вылетает из орудия по направлению к месту старта автономного планерного полета, совершаемого по траектории плавного снижения (глиссаде);- the planning ammunition for the receiver system of the artillery gun of separate loading, in its design, is made of two separate components so that the front part is combat (base shell), and the rear is a glider device. The glider device is equipped with a fireproof metal sleeve and contains a dividing movable piston and a weight part of the propellant charge. To stop the movable piston, an inner cylindrical ledge is made on the edge of the muzzle. The glider device is articulated with the basic projectile using the fifth wheel during the initial period of its movement along the barrel of the gun of the firing shot. Planning munition articulated in the longitudinal direction with an acquired initial velocity from a dynamic impulse during explosive combustion of a propellant charge, flies out of the gun towards the start point of an autonomous glider flight performed along a smooth descent path (glide path);

- при доставке планирующего боеприпаса к месту старта авиацией обе части боеприпаса перед вылетом сочленяются тарированно с последующей установкой на грузовые пилоны самолета (или иного воздушного транспортного средства, позволяющего бомбометание таких боеприпасов). При этом снаряжение планирующего устройства в гильзу не требуется;- upon delivery of the planning munition to the launch site by aviation, both parts of the munition are articulated before departure with the subsequent installation on the cargo pylons of the aircraft (or other air vehicle allowing the bombing of such ammunition). In this case, the equipment of the planning device in the sleeve is not required;

- планерное устройство с опорно-сцепным механизмом конструктивно образует летательный аппарат тяжелее воздуха, аэродинамическая поверхность которого в форме поворотных крыльев с силовым приводом на раскрытие, в сложенном положении (радиально сопряженном) установлены в полый цилиндрический корпус. Внутри него на продольной силовой стойке дополнительно установлена аэродинамическая поверхность в форме крыла дельтаплана с силовым приводом на ее раскрытие, обеспечивающая планерный полет по траектории плавного снижения (глиссаде), на этой же стойке установлен реактивный маршевый двигатель для выполнения автономного планерного полета. В верхней части цилиндрического корпуса по его длине расположено в форме кругового сегмента отделение управления с радионавигационной аппаратурой. Под отделением управления установлена продольная силовая стойка так, что их продольные оси расположены в одной плоскости. Поворотные крылья, как аэродинамическая поверхность, установлены на боковых продольных краях этого отделения;- a glider device with a support-hitch mechanism constructively forms an aircraft heavier than air, the aerodynamic surface of which is in the form of rotary wings with a power drive for disclosure, in the folded position (radially mated) installed in a hollow cylindrical body. An aerodynamic surface in the form of a hang glider wing with a power drive for its disclosure, which provides glider flight along a smooth descent path (glide path), is additionally installed inside the longitudinal power strut, and a jet marching engine is installed on the same strut to perform an autonomous glider flight. In the upper part of the cylindrical body along its length is located in the form of a circular segment control compartment with radio navigation equipment. A longitudinal power rack is installed under the control compartment so that their longitudinal axes are located in the same plane. Rotary wings, like an aerodynamic surface, are mounted on the lateral longitudinal edges of this compartment;

- крыло дельтаплана в продольном направлении выполнено из двух частей, которые соответственно установлены на боковые стороны продольной силовой стойки корпуса с возможностью трансформирования в два положения: сложенное (транспортное) и раскрытое (планерное) с силовым приводом и синхронизацией обоих раскрытий. Аэродинамическая поверхность крыла выполнена из листового нетканого материала (или водоотталкивающей ткани), продольные края которой закреплены к подвижной корпусной системе, образованной из рычажных механизмов, составленных из подвижных элементов с воспроизведением ими прямолинейно-поступательного движения. При этом, когда крыло дельтаплана раскрыто, рычажные механизмы застопорены, а центр тяжести продольной силовой стойки корпуса и центр тяжести метаемого снаряда расположены ниже площади крыла и находятся на одной прямой, проходящей через центр площади этого крыла, причем центр тяжести отделения управления с раскрытыми поворотными крыльями расположен над этой площадью и тоже проходит через центр площади крыла, что в совокупности позволит избежать боковой крен в процессе планерного полета боеприпаса. Кроме этого, крыло дельтаплана выполнено с возможностью избирательно изменять угол раскрытия его боковых элементов поверхности для перевода автономного полета с траектории плавного снижения в пикирование, включая полет с неработающим маршевым двигателем;- the wing of the hang glider in the longitudinal direction is made of two parts, which are respectively mounted on the sides of the longitudinal power rack of the hull with the possibility of transformation into two positions: folded (transport) and open (glider) with a power drive and synchronization of both disclosures. The aerodynamic surface of the wing is made of sheet non-woven material (or water-repellent fabric), the longitudinal edges of which are fixed to a movable hull system formed of lever mechanisms composed of movable elements with the reproduction of their linearly translational motion. At the same time, when the hang glider’s wing is open, the linkage mechanisms are locked, and the center of gravity of the longitudinal power rack of the body and the center of gravity of the projectile are located below the wing area and are located on one straight line passing through the center of the area of this wing, and the center of gravity of the control compartment with the rotary wings open located above this area and also passes through the center of the wing area, which together will avoid side roll during glider flight of ammunition. In addition, the hang glider wing is made with the ability to selectively change the opening angle of its lateral surface elements to transfer an autonomous flight from a smooth descent path to a dive, including flying with an inactive marching engine;

- опорно-сцепной механизм для сочленения планерного устройства со снарядом выполнен с помощью пружинящей разрезной втулки (цанга), на контактирующих сцепных поверхностях ее дополнительно выполнены остронаправленные зубья, врезающиеся в сочлененное конусное тело при обратном движении цанги с последующим образованием на хвостовой поверхности снаряда гребней металла, требующих приложения больших усилий для их срезания, чтобы разделить эти тела. Опорно-сцепной механизм установлен на штангу, противоположный конец которой с шарнирной подвижностью закреплен к элементам рычажного механизма. Концы элементов рычажного механизма установлены с шарнирной подвижностью установлены на продольной силовой стойке корпуса планерного устройства. Кроме этого, в месте соединения цанги со штангой дополнительно установлен подшипник, обеспечивающий независимое вращение летящего базового снаряда относительно планерного устройства при выполнении стрельбы из артиллерийского орудия с нарезной ствольной системой, позволяющее сохранить устройству горизонтальное положение в момент раскрытия планерного крыла и не позволяющее наклон аэродинамической поверхности в боковой крен с кручением. Для этого на кормовой части корпуса планерного устройства на рули и хвостовое оперение дополнительно установлены стабилизационные поворотные крылья, увеличивающие аэродинамические поверхности, действие которых начинается сразу после вылета метаемого боеприпаса из ствола орудия или при сбрасывании его с самолета;- the supporting coupling mechanism for articulating the glider device with the projectile is made using a spring split sleeve (collet), sharply directed teeth are additionally made on the contacting coupling surfaces thereof, cutting into the articulated conical body during the reverse movement of the collet with subsequent formation of metal ridges on the tail surface of the projectile, requiring great effort to cut them to separate these bodies. The fifth wheel is mounted on a rod, the opposite end of which with articulated mobility is fixed to the elements of the linkage. The ends of the elements of the lever mechanism are mounted with articulated mobility mounted on a longitudinal power rack of the body of the glider device. In addition, at the junction of the collet with the rod, an additional bearing is installed that provides independent rotation of the flying basic projectile relative to the glider device when firing from an artillery gun with a rifled barrel system, which allows the device to maintain a horizontal position at the time of opening the glider wing and not allowing the aerodynamic surface to tilt in side roll with torsion. To do this, on the aft part of the body of the glider device, steering wheels and tail are additionally equipped with stabilization rotary wings that increase aerodynamic surfaces, the effect of which begins immediately after the launch of the projectile ammunition from the gun’s barrel or when it is dropped from the aircraft;

- несгораемая металлическая гильза выполнена так, что на внутренней поверхности у верхнего края корпуса гильзы (дульца) образован внутренний кольцевой цилиндрический уступ, позволяющий после выталкивания планерного устройства из гильзы останавливать подвижный поршень и герметизировать внутренний объем гильзы с продуктами горения метательного заряда. Нижняя часть корпуса гильзы выполнена с резьбовым элементом для свинчивания с гильзовым фланцем, в центральной части которого выполнено сквозное отверстие с резьбой на входной части для установки корпуса с капсюлем-детонатором;- the fireproof metal sleeve is made so that an inner annular cylindrical ledge is formed on the inner surface near the upper edge of the sleeve body (dulets), which allows the movable piston to stop and seal the internal volume of the sleeve with combustion products of the propellant after pushing the glider device out of the sleeve. The lower part of the sleeve body is made with a threaded screwing element with a sleeve flange, in the central part of which there is a through hole with a thread on the input part for mounting the case with a detonator capsule;

- электропитание радионавигационной аппаратуры, пиропатронов силовых приводов поворотных крыльев планерного устройства, раскрытие крыла дельтаплана и запуск маршевого двигателя выполнено от элементов питания сухой батареи, установка которой происходит либо в период заряжания орудия, либо перед установкой боеприпаса на пилоны самолета;- power supply to the radio navigation equipment, the squibs of the power drives of the rotary wings of the glider device, the disclosure of the hang glider wing and the launch of the marching engine is performed from dry battery batteries, which are installed either during the loading of the gun, or before installing the ammunition on the aircraft pylons;

- для метания планирующего боеприпаса в зону старта автономного полета с помощью ствольной системы артиллерийского орудия раздельного заряжания, снаряженное планерное устройство с опорно-сцепным механизмом расположены в несгораемой металлической гильзе. Во внутреннюю полость гильзы со стороны резьбового элемента для свинчивания установлены: поглощающий аппарат, позволяющий смягчить удар движущегося поршня от получения динамического импульса взрывного горения пороховой части. В корпусное тело поглощающего аппарата установлен пьезоэлемент, соединенный электрическим проводом, на конце которого закреплен капсюль-воспламенитель, подвижный поршень, пороховой заряд величиной 2/3 весовой части от величины, составляющей основной базовый пакет полного переменного метательного заряда (для выстрела снаряда ЗОФ45 на минимальную дальность его полета) с последующим свинчиванием гильзового фланца до упора, образуя неразъемный корпус металлической гильзы. Со стороны внутреннего кольцевого цилиндрического уступа на торцевую поверхность подвижного поршня установлен дополнительный пакетный пороховой заряд бездымного пороха величиной, равной половине 1/3 весовой части от величины, составляющей основной базовый пакет полного переменного метательного заряда. Поверх этого пакетного порохового заряда уложен капсюль-воспламенитель от поглощающего аппарата с пьезоэлементом, а также установлена перегородка-обтюратор с выполненными в ней окнами для передачи огневой цепи от взрывного горения заряда бездымного пороха. Вторая половина 1/3 весовой части бездымного пороха уложена в корпусные быстросъемные карманные элементы, расположенные в продольном направлении корпусной части планерного устройства между рулями и хвостовым оперением. Выход у этих карманных элементов закрыт сгораемой крышкой, причем выход выполнен по форме сопла Лаваля. Сверху перегородки-обтюратора установлено планирующее устройство с опорно-сцепным механизмом с последующим закрытием герметизирующей крышкой, которая перед производством выстрела снимается и устанавливается элемент питания для радионавигационной аппаратуры. В связи с тем что заряжание раздельное, то после досылки базового снаряда ЗОФ45 выполняется досылка металлической гильзы, снаряженной планирующим устройством, в отделение управления которого установлен элемент питания.- for throwing a planning munition into the start zone of an autonomous flight with the help of a separate artillery gun system, an equipped glider with a fifth wheel arrangement is located in a fireproof metal sleeve. The following are installed in the inner cavity of the sleeve from the side of the threaded element for screwing: an absorbing apparatus, which makes it possible to soften the blow of the moving piston from receiving a dynamic impulse of explosive combustion of the powder part. A piezoelectric element is installed in the body of the absorbing apparatus, connected by an electric wire, at the end of which a primer-igniter, a movable piston, a powder charge of 2/3 weight parts of the value constituting the main basic package of a full variable propelling charge (for firing a ZOF45 shell at a minimum range) are fixed its flight), followed by screwing the sleeve flange all the way, forming an integral body of the metal sleeve. From the side of the inner annular cylindrical ledge, an additional packet powder charge of smokeless gunpowder is installed on the end surface of the movable piston in an amount equal to half 1/3 of the weight part of the amount constituting the main basic package of a full variable propelling charge. A primer-igniter from an absorbing apparatus with a piezoelectric element was placed on top of this packet powder charge, and a septum-shutter with windows made in it was installed to transfer the fire chain from explosive combustion of a charge of smokeless powder. The second half of 1/3 of the weight part of the smokeless powder is laid in the hull quick-detachable pocket elements located in the longitudinal direction of the hull of the glider device between the rudders and the tail unit. The outlet of these pocket elements is closed by a combustible lid, the outlet being made in the form of a Laval nozzle. On top of the septum-obturator, a gliding device with a supporting-hitch mechanism is installed, followed by closing with a sealing cover, which is removed before the shot is fired and a battery for radio navigation equipment is installed. Due to the fact that the loading is separate, after sending the basic projectile ZOF45, the metal shell is loaded with the planning device, into the control compartment of which the battery is installed.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где изображены:The invention is illustrated by drawings, which depict:

на фиг.1 - Общий вид планирующего боеприпаса для доставки к месту старта авиационными транспортными средствами;figure 1 - General view of the planning of the munition for delivery to the launch site by aircraft;

на фиг.2 - Общий вид планерного устройства с опорно-сцепным механизмом в сложенном положении;figure 2 - General view of the glider device with the fifth wheel in the folded position;

на фиг.3 - Механизм поворота крыльев (разрез А-А, фиг.2);figure 3 - the mechanism of rotation of the wings (section aa, figure 2);

на фиг.4 - Механизм поворота крыльев (разрез Б-Б, фиг.3);figure 4 - the mechanism of rotation of the wings (section BB, figure 3);

на фиг.5 - Механизм раскрытия крыла дельтаплана с механизмом расстопаривания (место В, фиг.2);figure 5 - the mechanism of the disclosure of the wing of the hang glider with the mechanism of rastopapirovaniya (place B, figure 2);

на фиг.6 - Механизм раскрытия крыла дельтаплана (место Г, фиг.2);figure 6 - the mechanism of the disclosure of the wing of a hang glider (place G, figure 2);

на фиг.7 - Общий вид планерного устройства, снаряженного в металлическую гильзу для доставки к месту старта из ствола артиллерийского орудия с раздельным заряжанием;Fig.7 is a General view of a glider device equipped with a metal sleeve for delivery to the launch site from the barrel of an artillery gun with separate loading;

на фиг.8 - Схема летательного аппарата, полетное положение планирующего боеприпаса (слева - крыло дельтаплана, раскрытое для планирующего полета, справа - крыло дельтаплана, трансформированное для пикирования на цель);on Fig - Diagram of the aircraft, the flight position of the planning munition (on the left - the wing of a hang glider, open for a gliding flight, on the right - the wing of the glider, transformed to dive to the target);

на фиг.9 - Схема крепления аэродинамической поверхности к подвижной корпусной системе (место Д, фиг.8);Fig.9 is a diagram of the attachment of the aerodynamic surface to a movable housing system (place D, Fig.8);

на фиг.10 - Схема крепления аэродинамической поверхности к подвижной корпусной системе (место Е, фиг.8).figure 10 - Scheme of attachment of the aerodynamic surface to the movable housing system (place E, Fig).

Планирующий боеприпас содержит корпус 1 (фиг.1-10), который выполнен из двух составных частей: передняя часть 2 является боевой, кормовая часть которой выполнена по форме усеченного конуса 3, а задняя часть 4 представляет собой планерное устройство 5, на корпусе 6 которого установлены два поворотных крыла 7, на их поворот и удержание в раскрытом положении установлен механизм силового привода 8. Верхняя продольная часть 9 корпуса 6 в форме кругового сегмента образует отделение управления 10 со съемной герметизирующей крышкой 11. Снизу этого отделения расположена продольная силовая стойка 12. В продольном направлении за силовой стойкой 12 расположен маршевый двигатель 13 с рулями 14 и хвостовым оперением 15. Механизм силового привода 8 включает пневмоцилиндр 16, закрепленный на основании 17 отделения управления 10. На штоке 18 поршня 19 пневмоцилиндра 16 закреплена траверса 20, жестко связанная стяжками 21 с ползуном 22, который установлен коаксиально пневмоцилиндру 16 с возможностью относительного продольного перемещения.Planning ammunition contains a housing 1 (1-10), which is made of two components: the front part 2 is combat, the aft of which is made in the form of a truncated cone 3, and the rear part 4 is a glider device 5, on the body 6 of which two rotary wings 7 are installed, for their rotation and holding in the open position, a power drive mechanism is installed 8. The upper longitudinal part 9 of the housing 6 in the form of a circular segment forms a control compartment 10 with a removable sealing cover 11. The bottom is separated I have a longitudinal power stand 12. In the longitudinal direction behind the power stand 12 there is a mid-flight engine 13 with rudders 14 and a tail unit 15. The power drive mechanism 8 includes a pneumatic cylinder 16, mounted on the base 17 of the control compartment 10. On the rod 18 of the piston 19 of the pneumatic cylinder 16 is fixed the yoke 20, rigidly connected by couplers 21 to the slider 22, which is mounted coaxially with the pneumatic cylinder 16 with the possibility of relative longitudinal movement.

Ползун 22 скреплен с основанием 17 посредством тарированного винта 23, рассчитанного на заданное усилие разрыва. Ползун 22 шарнирно связан тягами 24 с рычагами 25. Крылья 7 установлены на параллельных осях 26, смонтированных на противоположных концах основания 17. Каждый рычаг 25 установлен на крыле 7. Полость пневмоцилиндра 16 над поршнем 19 сообщается с пиропатроном 27. В нижней части корпуса пневмоцилиндра 16 диаметрально выполнены глухие пазы 28 под стержни 29, установленные на ползуне 22 и нагруженные пластинчатой пружиной 30. Кроме этого, на продольной силовой стойке 12 установлена дополнительная аэродинамическая поверхность (крыло дельтаплана) 31 с механизмом силового привода 32, обеспечивающим его трансформацию как в сложенное положение (исходное положение) для транспортировки и хранения, так и раскрытое положение. Механизм силового привода 32 включает пневмоцилиндр 33, закрепленный на основании 17 отделения управления 10. На штоке 34 поршня 35 пневмоцилиндра 33 закреплена траверса 36, жестко связанная стяжками 37 с ползуном 38, который установлен коаксиально пневмоцилиндру 33 с возможностью продольного перемещения. Ползун 38 скреплен с основанием 17 посредством тарированного винта 39, рассчитанного на заданное усилие разрыва. Ползун 38 кинематически связан с подвижной корпусной системой 40 для трансформации крыла дельтаплана 31. Полость пневмоцилиндра 33 над поршнем 35 сообщается с пиропатроном 41. В нижней части пневмоцилиндра 33 диаметрально выполнены глухие пазы 42 под стержни 43, установленные в ползуне 38 и нагруженные пластинчатой пружиной 44.The slider 22 is fastened to the base 17 by means of a calibrated screw 23, designed for a given breaking force. The slider 22 is pivotally connected by rods 24 with levers 25. The wings 7 are mounted on parallel axes 26 mounted on opposite ends of the base 17. Each lever 25 is mounted on the wing 7. The cavity of the pneumatic cylinder 16 above the piston 19 communicates with the squib 27. In the lower part of the housing of the pneumatic cylinder 16 diametrically made blind grooves 28 for the rods 29 mounted on the slider 22 and loaded with a leaf spring 30. In addition, an additional aerodynamic surface (hang glider wing) 31 with a mechanism is installed on the longitudinal power rack 12 actuator 32 providing its transformation in the retracted position (home position) for the transportation and storage and an open position. The drive mechanism 32 includes a pneumatic cylinder 33, mounted on the base 17 of the control compartment 10. On the rod 34 of the piston 35 of the pneumatic cylinder 33 is fixed a yoke 36, rigidly connected by couplers 37 with a slider 38, which is mounted coaxially with the pneumatic cylinder 33 with the possibility of longitudinal movement. The slider 38 is fastened to the base 17 by means of a tared screw 39, designed for a given tensile force. The slider 38 is kinematically connected with the movable body system 40 for transforming the wing of the hang glider 31. The cavity of the pneumatic cylinder 33 above the piston 35 communicates with the squib 41. In the lower part of the pneumatic cylinder 33, blind grooves 42 for the rods 43 are installed diametrically, mounted in the slider 38 and loaded with a leaf spring 44.

Крыло дельтаплана 31 в продольном направлении выполнено из двух частей (боковые элементы поверхности) 45 и 46, которые соответственно установлены на боковые стороны силовой продольной стойки 12 корпуса 6 с возможностью трансформирования в два положения: сложенное (транспортное) и раскрытое (планерное) за счет силового привода 32 с синхронизацией обоих раскрытий. Аэродинамическая поверхность частей 45 и 46 выполнена из листового нетканого материала (или водоотталкивающей ткани), продольные края которых закреплены к подвижной корпусной системе 40, образованной из соответствующих сторонних рычажных механизмов 47, 48 и 49, 50. Рычажные механизмы 47, 48 и 49, 50 составлены из подвижных элементов 51 с возможностью воспроизведения прямолинейно-поступательного движения, причем, для рычажных механизмов 49 и 50 подвижные элементы 51 короче на половину длины рычажных механизмов 47 и 48. При этом, когда крыло дельтаплана 31раскрыто, их рычажные механизмы 47, 48 и 49, 50 застопорены от силового привода 32 в виде пневмоцилиндра 33.The wing of the glider 31 in the longitudinal direction is made of two parts (side surface elements) 45 and 46, which are respectively mounted on the sides of the power longitudinal rack 12 of the housing 6 with the possibility of transformation into two positions: folded (transport) and open (glider) due to the power drive 32 with synchronization of both disclosures. The aerodynamic surface of parts 45 and 46 is made of sheet nonwoven material (or water-repellent fabric), the longitudinal edges of which are fixed to a movable housing system 40, formed from the corresponding third-party lever mechanisms 47, 48 and 49, 50. Lever mechanisms 47, 48 and 49, 50 made up of movable elements 51 with the ability to reproduce rectilinear motion, moreover, for lever mechanisms 49 and 50, the movable elements 51 are shorter by half the length of the lever mechanisms 47 and 48. Moreover, when the wing of the hang glider 31ra indoor, their link mechanisms 47, 48 and 49, 50 are locked by the actuator 32 in the form of a pneumatic cylinder 33.

Возможность избирательно изменять угол раскрытия боковых элементов поверхностей 45, 46 для перевода автономного полета с траектории плавного снижения (по глиссаде) в пикирование, включая полет с неработающим маршевым двигателем 13, выполнена за счет расстопорения в корпусной системе 40 соответственных сторонних рычажных механизмов 48 и 50. Расстопаривание их с последующим поворотом рычажных механизмов 47 и 49 выполнено от силового привода 52, работающего на раскрытие крыльев в паре с силовым приводом 32. Силовой привод 52 реверсивного типа с элементами распределения подачи от пиропатронов сжатого воздуха содержит пневмоцилиндр 53, кинематически связанный с элементами рычажных механизмов 47 и 49. Работа элементов стороннего хода поршня аналогична работе привода 32. Полость пневмоцилиндра 53 над поршнем 54 сообщается с пиропатроном 55 (на раскрытие крыла), а под поршнем 54 в корпусе пневмоцилиндра 53 установлен пиропатрон 56 (на расстопаривание подпружиненных стержней 43).The ability to selectively change the opening angle of the lateral elements of surfaces 45, 46 for transferring an autonomous flight from a smooth descent path (along the glide path) to a dive, including flying with an inactive marching engine 13, was accomplished by disengaging the corresponding external lever mechanisms 48 and 50 in the body system 40. Unlocking them with the subsequent rotation of the lever mechanisms 47 and 49 is made from the power drive 52, working to open the wings in tandem with the power drive 32. The power drive 52 is a reversible type with ntami distribution of supply from the squeezed compressed air contains a pneumatic cylinder 53, kinematically connected with the elements of the lever mechanisms 47 and 49. The operation of the lateral piston elements is similar to the operation of the actuator 32. The cavity of the pneumatic cylinder 53 above the piston 54 communicates with the squib 55 (to open the wing), and under the piston 54 in the housing of the pneumatic cylinder 53 mounted pyrocartridge 56 (for unlocking the spring-loaded rods 43).

Сочленение обеих частей 2 и 4 выполнено с помощью опорно-сцепного механизма 57, установленного на штангу 58 с возможностью осевого вращения относительно боевой части 2, а сама штанга с возможностью шарнирной подвижности и элементов рычажного механизма 59 относительно продольной силовой стойки 12 корпуса 6 планерного устройства 5. Передняя боевая часть 2, как вариант исполнения, выполнена на базе крупнокалиберного артиллерийского осколочно-фугасного снаряда, например, снаряда марки ЗОФ45, используемого в известной самоходной артиллерийской установке 2С19 «Мста-С» с орудием раздельного заряжания. Кроме этого, как избирательный вид доставки может быть использовано авиационное транспортное средство, для чего перед подвешиванием боеприпаса на грузовые пилоны обе части 2 и 4 сочленяются соосно друг с другом тарированно за счет опорно-сцепного механизма 57, например, с осевым усилием 80-100 кг. Опорно-сцепной механизм 57 плотно обхватывает поверхность конуса 3 боевой части 2 без перекосов, исключая осевой люфт вращения планерного устройства 5 относительно боевой части 2. Приложение усилий для сочленения выполняется следующим образом:The articulation of both parts 2 and 4 is performed using the fifth wheel 57 mounted on the rod 58 with the possibility of axial rotation relative to the warhead 2, and the rod itself with the possibility of articulated mobility and elements of the lever mechanism 59 relative to the longitudinal power rack 12 of the housing 6 of the glider device 5 The front warhead 2, as an embodiment, is made on the basis of a large-caliber high-explosive artillery shell, for example, a ZOF45 projectile used in the well-known self-propelled artillery gun anovke 2C19 "MSTA-C" with a separate loading tool. In addition, an aircraft can be used as a selective delivery mode, for which, before hanging the ammunition on the cargo pylons, both parts 2 and 4 are aligned coaxially with each other due to the supporting coupling mechanism 57, for example, with an axial force of 80-100 kg . The fifth wheel 57 tightly grips the surface of the cone 3 of the warhead 2 without distortions, excluding the axial play of rotation of the glider device 5 relative to the warhead 2. The application of efforts for articulation is as follows:

одно усилие прикладывается на заостренную поверхность 60 боевой части 2, второе усилие прикладывается на опорно-сцепной механизм 57, его торцевую поверхность 61. После сочленения обеих частей зацепы 62 на корпусе 6 устанавливаются из закрытого положения в наружное для подвешивания корпуса 6 планирующего боеприпаса 1 к грузовым пилонам авиационного транспортного средства. Рули 14 и хвостовое оперение 15 устанавливают в полетное положение, развернув их дополнительные концевые стабилизационные поверхностные элементы наружу.one force is applied to the pointed surface 60 of the warhead 2, a second force is applied to the fifth wheel mechanism 57, its end surface 61. After the articulation of both parts, the hooks 62 on the body 6 are installed from the closed position to the outside to hang the body 6 of the planning munition 1 to the cargo pylons of an aircraft. The rudders 14 and the tail unit 15 are set in flight position by deploying their additional end stabilization surface elements to the outside.

Опорно-сцепной механизм 57 выполнен в виде пружинной разрезной втулки (цанга) 63 с контактирующей сцепной поверхностью 64, на которой дополнительно выполнены остронаправленные зубья 65, врезающиеся в сочлененное конусное тело 3 боевой части 2.The supporting-coupling mechanism 57 is made in the form of a spring split sleeve (collet) 63 with a contacting coupling surface 64 on which additionally directed teeth 65 are made, cutting into the articulated conical body 3 of the warhead 2.

В отделении управления 10 располагается радионавигационная аппаратура 66 с питанием от батареи 67. Питание от этой батареи направлено на инициирование пиропатронов для силовых приводов 8, 32 и 52. Для установки батареи 67 в торцевой поверхности 61 опорно-сцепного механизма выполнены сквозные проемы 68. Допускается установка батарей 67 при снаряжении элементов крыла 31 в транспортное положение. Пиропатрон, как энергосодержащий элемент, используется в качестве газогенератора для одного рабочего хода пневмоцилиндра, а начинает функционировать - дистанционно по команде, поданной либо с авиационного транспортного средства, либо оператором самоходной артиллерийской установки.In the control compartment 10, there is radio navigation equipment 66 powered by a battery 67. The power from this battery is used to initiate the igniters for power drives 8, 32 and 52. To install the battery 67 in the end surface 61 of the supporting-coupling mechanism, through openings 68 are made. Installation is allowed 67 batteries when equipping wing elements 31 in the transport position. The igniter, as an energy-containing element, is used as a gas generator for one working stroke of the pneumatic cylinder, and begins to function - remotely on command from either an aircraft or the operator of a self-propelled artillery installation.

При использовании ствольной артиллерийской системы для доставки планирующего боеприпаса к месту старта в автономный планерный полет, планирующее устройство 5 с опорно-сцепным механизмом 57 укладываются в металлическую гильзу 69. При этом, на внутренней поверхности у верхнего края корпуса гильзы 68 образован внутренний кольцевой цилиндрический уступ 70. Нижняя часть корпуса гильзы имеет резьбовой элемент 71 для свинчивания с гильзовым фланцем 72. В центральной части фланца выполнено сквозное отверстие с резьбой на входной части для установки корпуса с капсюлем-детонатором 73. Снаряженная гильза 69 содержит поглощающий аппарат 74, подвижный поршень 75, пороховой заряд 76 величиной 2/3 весовой части от величины, составляющей основной базовый пакет полного переменного метательного заряда (для метания заряда на минимальную дальность), закрытый за счет резьбового соединения гильзовым фланцем 75. На торцевой поверхности 77 подвижного поршня 75 со стороны кольцевого цилиндрического уступа 70 расположен пороховой заряд 78 бездымного пороха величиной, равной половине 1/3 весовой части от величины основного базового пакета. Поглощающий аппарат 74 смягчает удар движущегося поршня 75 от получения динамического импульса взрывного горения пороховой части 76, а в корпусное тело аппарата 74 установлен пьезоэлемент 79 с электрическим проводом 80, на конце которого закреплен капсюль-воспламенитель 81, уложенный на пакетный пороховой заряд 78. Поверх заряда 78 с капсюлем-воспламенителем 81 располагается перегородка-обтюратор 82 с выполненными в ней окнами 83 для передачи огненной цепи от взрывного горения заряда 78. Вторая половина 1/3 весовой части бездымного пороха распределена в корпусные быстросъемные карманные элементы 84, установленные в продольном направлении корпусной части 6 между рулями 14 и хвостовым оперением 15. Выход карманных элементов 84 после укладки порохового заряда закрыт сгораемой крышкой 85, причем выход выполнен по форме сопла Лаваля. Сверху перегородки-обтюратора 82 расположено планерное устройство 5 с опорно-сцепным механизмом 57. В снаряженной гильзе 69 на опорно-сцепное устройство 57 установлена герметизирующая крышка 86, а в резьбовое отверстие гильзового фланца 72 установлен корпус с капсюлем-детонатором 73. Перед выстрелом крышка 86 снимается.When using a barrel artillery system for delivering gliding ammunition to the launch site in an autonomous glider flight, gliding device 5 with a fifth wheel 57 are placed in a metal sleeve 69. Moreover, an inner annular cylindrical ledge 70 is formed on the inner surface at the upper edge of the sleeve body 68 The lower part of the sleeve housing has a threaded element 71 for screwing with the sleeve flange 72. In the central part of the flange there is a through hole with a thread on the input part for installation cases with a detonator capsule 73. Curb sleeve 69 contains an absorbing apparatus 74, a movable piston 75, a powder charge 76 of 2/3 weight parts of the amount constituting the main basic package of a full variable propelling charge (for throwing a charge at a minimum range), closed threaded connection by a sleeve flange 75. On the end surface 77 of the movable piston 75 from the side of the annular cylindrical ledge 70, there is a powder charge 78 of smokeless powder of a value equal to half 1/3 of the weight part from ins main base packet. The absorber apparatus 74 softens the impact of the moving piston 75 from receiving a dynamic impulse of explosive combustion of the powder part 76, and a piezoelectric element 79 with an electric wire 80 is installed in the body of the apparatus 74, at the end of which an igniter capsule 81 is placed, placed on the packet powder charge 78. On top of the charge 78 with an igniter caps 81 there is a septum-shutter 82 with windows 83 made therein for transferring the fire chain from explosive charge burning 78. The second half of 1/3 of the weight part of the smokeless powder is distributed on the hull quick-detachable pocket elements 84 installed in the longitudinal direction of the hull 6 between the rudders 14 and the tail unit 15. The output of the pocket elements 84 after laying the powder charge is closed by a combustible lid 85, the exit being made in the form of a Laval nozzle. On top of the septum-obturator 82, there is a glider device 5 with a fifth wheel 57. In the equipped sleeve 69, a sealing cover 86 is installed on the fifth wheel 57, and a body with a detonator capsule 73 is installed in the threaded hole of the sleeve flange 72. Before the shot, cover 86 removed.

Функционирование предлагаемого планирующего боеприпаса состоит в следующем:The functioning of the proposed planning munition is as follows:

для авиатранспортного средства снаряженный в транспортное положение планирующий боеприпас 1 крепится с помощью зацепов 62 на грузовые пилоны авиатранспортного средства, в отделении управления с радионавигационной аппаратурой 66 установлены элементы питания 67. В месте старта в автономный полет планирующего боеприпаса 1 на высоте, например, 9 км, дистанционно по команде оператора авиатранспортного средства для схода с грузового пилона в боеприпасе 1 запускается маршевый реактивный двигатель 13. Одновременно со сходом планирующего боеприпаса 1 с грузового пилона, подается команда на инициирование пиропатронов 27, 41, 55 силовых приводов 8, 32,52 для раскрытия и удержания двух поворотных крыльев 7, а также раскрытия и удержания боковых элементов поверхности 45, 46 крыла дельтаплана 31, а их рычажные механизмы 47, 48 и 49, 50 застопорены соответствующими элементами стопорения силовых приводов. При этом, в период раскрытия поворотных крыльев 7 боевая часть 2 с опорно-сцепным механизмом 57 и штангой 58 опускается с сохранением параллельности продольных осей, включая крыло дельтаплана 31 относительно силовой стойки 12, за счет шарнирной подвижности механизма 59 вниз до корпусного элемента, ограничивающего поворот и опускание в целом. В результате, планирующий боеприпас 1 начинает выполнять автономный планерный полет по траектории плавного снижения (глиссаде) с работающим до полной выработки топлива, а затем и неработающим маршевым реактивным двигателем 13 до высоты, например, 4-5 км. Общая дальность автономного полета составляет, например, 40-50 км до зоны атаки. Корректировщик, например, беспилотный летательный аппарат, находящийся в зоне атаки, подает сигнал о начале выполнения атаки на авиатранспортное средство. Дублирующий сигнал подается в отделение управления 10 боеприпаса 1. Один сигнал, поданный с корректировщика, другой - от оператора с авиатранспортного средства включают электрическую цепь в отделении управления 10 на инициирование пиропатрона 56 силового привода 52, который растормаживает рычажные механизмы 47 и 49, уменьшая угол раскрытия крыла дельтаплана 31, и переводится плавное снижение планирующего боеприпаса 1 в пикирование на уничтожение выбранной наземной цели. Для усиления атаки авиатранспортное средство может выпустить несколько планирующих боеприпасов 1, а при подлете к выбранной цели корректировщик либо одновременно, либо поочередно переводит полеты снижения на пикирование, увеличивая площадь поражения цели.for a transport vehicle, the planning munition 1, secured in transport position, is fastened with hooks 62 to the cargo pylons of the aircraft, batteries 67 are installed in the control unit with radio navigation equipment 66. At the start point in the autonomous flight of the planning munition 1 at an altitude of, for example, 9 km, remotely at the command of the operator of the aircraft to leave the cargo pylon in munition 1, the marching jet engine 13 is launched. Simultaneously with the descent of the planning munition CA 1 from the cargo pylon, a command is issued to initiate the squibs 27, 41, 55 of the power drives 8, 32.52 to open and hold the two rotary wings 7, as well as to open and hold the side elements of the surface 45, 46 of the wing of the glider 31, and their lever mechanisms 47, 48 and 49, 50 are locked by the corresponding locking elements of the power drives. Moreover, during the opening of the rotary wings 7, the warhead 2 with the fifth wheel 57 and the rod 58 is lowered while maintaining the parallelism of the longitudinal axes, including the wing of the hang glider 31 relative to the power rack 12, due to the articulated mobility of the mechanism 59 down to the body element that limits rotation and lowering in general. As a result, the planning munition 1 begins to perform an autonomous glider flight along a smooth descent path (glide path) with the engine running until the fuel is completely depleted, and then the idle marching jet engine 13 reaches an altitude of, for example, 4-5 km. The total range of autonomous flight is, for example, 40-50 km to the attack zone. The corrector, for example, an unmanned aerial vehicle located in the attack zone, gives a signal about the beginning of the attack on the aircraft. The dubbing signal is fed to the control compartment 10 of the munition 1. One signal from the spotter, the other from the operator from the aircraft, includes an electric circuit in the control compartment 10 to initiate the squib 56 of the power drive 52, which brakes the lever mechanisms 47 and 49, reducing the opening angle the wing of the hang glider 31, and the gradual reduction of the planning ammunition 1 is translated into a dive to destroy the selected ground target. To enhance the attack, the aircraft can release several planning munitions 1, and when approaching the chosen target, the spotter either simultaneously or alternately transfers the reduction flights to dive, increasing the area of the target’s destruction.

Для ствольной системы артиллерийского орудия для обеспечения максимальной дальности метания угол возведения ствола ствол орудия установлен на 43-45°. В отделении управления 10, после снятия герметизирующей крышки 86, проверяется наличие элементов питания 67. Производится раздельное заряжание, последовательно досылая в канал ствола снаряд ЗОФ45 в качестве боевой части 2, затем производится досылка несгораемой металлической гильзы 69 со снаряженным в нее планерным устройством 5 совместно с метательным зарядом 76 и 78. С началом производства выстрела в гильзе 69 от капсюля-детонатора 73 воспламеняется заряд 76. От взрывного горения порохового заряда образуется динамический импульс, который действует на подвижный поршень 75, страгивает его с места и толкает поршень вместе с поглощающим аппаратов 74 и планерным устройством 5 вперед по каналу ствола орудия. При этом, с началом движения планерного устройства 5 его опорно-сцепной механизм 57 сочленяется с конусом 3 боевой части 2 и страгивает его с места, заставляя ускоренно двигаться от нарастающего давления под подвижным поршнем 75 по каналу ствола орудия. Одновременно с этим, подвижный поршень 75 и поглощающий аппарат 74 останавливаются у внутреннего кольцевого цилиндрического уступа 70, запирая продукты взрывного горения заряда 76 в гильзе 69. В поглощающем аппарате 74 от сжатия срабатывает пьезоэлемент 79 и образовавшийся электрический ток по проводу 80 подается на капсюль-воспламенитель 81, который воспламеняет заряд 78. Огневая цепь от заряда, расположенного на торцевой поверхности 77 подвижного поршня 75, передается через окна перегородки-обтюратора 82 в корпусные быстросъемные карманные элементы 84, по пути воспламеняя сгораемую крышку 85, инициируя взрывное горение уложенной второй половины 1/3 весовой части бездымного пороха, с последующим выходом продуктов горения через сопло Лаваля, образуя реактивную струю добавочного динамического импульса к динамическому импульсу от взрывного горения заряда 76. В итоге, снижаются демаскирующие признаки выстрела. В результате планирующий боеприпас 1 вылетает из канала ствола артиллерийского орудия с приобретенной начальной скоростью. Его передняя боевая часть 2, за счет винтовой нарезки внутреннего канала ствола орудия, выполняет осевое вращение относительно планерного устройства 5, в котором опорно-сцепной механизм 57 установлен на штангу 58 с возможностью такого вращения относительно боевой части 2. При этом, такая устойчивость усиливается за счет дополнительных поворотных конечных элементов рулей 14 и хвостового оперения 15, которые в транспортном положении не выходят за диаметральный габарит планерного устройства 5, а при вылете из ствола орудия от инерции и потока встречного воздуха эти элементы хвостового оперения 15 и рулей 14 разворачиваются наружу, увеличивая аэродинамическую поверхность оперения и рулей.For the barrel system of an artillery gun, to ensure maximum throwing distance, the angle of erection of the barrel of the gun barrel is set to 43-45 °. In the control compartment 10, after removing the sealing cover 86, the presence of batteries 67 is checked. Separate loading is carried out, sequentially sending the shell ZOF45 as a warhead 2 to the bore, then sending the fireproof metal sleeve 69 with the glider device 5 equipped with it together with propellant charge 76 and 78. With the start of a shot in the sleeve 69 from the detonator capsule 73, the charge 76 ignites. An explosive pulse is generated from the explosive burning of the powder charge, which acts uet the movable piston 75, with its ultimate joint space and pushes the piston, together with the absorbing apparatus 74 and the gliding device 5 forward channel of the gun barrel. At the same time, with the beginning of the movement of the glider device 5, its supporting-coupling mechanism 57 articulates with the cone 3 of the warhead 2 and straggles it from its place, forcing it to accelerate from increasing pressure under the movable piston 75 along the channel of the gun barrel. At the same time, the movable piston 75 and the absorption device 74 stop at the inner annular cylindrical ledge 70, locking the products of explosive combustion of the charge 76 in the sleeve 69. In the absorption device 74, the piezoelectric element 79 is activated from compression and the generated electric current is fed through the wire 80 to the igniter capsule 81, which ignites the charge 78. The fire chain from the charge located on the end surface 77 of the movable piston 75 is transmitted through the windows of the septum-shutter 82 to the case quick-detachable pocket elements nti 84, igniting the combustible cover 85 along the way, initiating explosive combustion of the stacked second half of 1/3 of the weight of smokeless powder, followed by the release of combustion products through the Laval nozzle, forming a reactive jet of an additional dynamic impulse to the dynamic impulse from the explosive combustion of charge 76. As a result , unmasking signs of a shot are reduced. As a result, the planning munition 1 flies out of the barrel of an artillery gun with an acquired initial velocity. Its front warhead 2, by screw cutting the internal channel of the gun’s barrel, performs axial rotation relative to the glider device 5, in which the fifth wheel 57 is mounted on the rod 58 with the possibility of such rotation relative to the warhead 2. At the same time, this stability is enhanced by due to the additional rotary end elements of the rudders 14 and tail unit 15, which in the transport position do not go beyond the diametrical dimension of the glider device 5, and when the gun leaves the barrel from inertia and flow track air, these elements of the tail unit 15 and the rudders 14 are deployed outward, increasing the aerodynamic surface of the plumage and rudders.

Метание боеприпаса по принципу активно-реактивного действия происходит на высоту 8-9 км примерно за 15 сек. Оператор по истечении этого времени подает сигнал в отделение управления 10 метаемого планирующего боеприпаса 1 на запуск маршевого реактивного двигателя 13, раскрытие поворотных крыльев 7 и крыла дельтаплана 31 с последующим опусканием вниз относительно силовой стойки 12 боевой части 2 до корпусного элемента, ограничивающего поворот и опускание в целом, для совершения автономного полета планирующего боеприпаса 1.Ammunition throwing on the principle of active-reactive action occurs at a height of 8-9 km in about 15 seconds. After this time, the operator sends a signal to the control compartment 10 of the missile gliding munition 1 to launch the mid-flight jet engine 13, disclosing the rotary wings 7 and the wing of the hang glider 31, and then lowering it relative to the power rack 12 of the warhead 2 to the body element restricting the rotation and lowering to In general, to carry out an autonomous flight of the planning munition 1.

Работа механизмов планирующего боеприпаса и перевод траектории планерного полета в пикирование такая же, как при использовании авиатранспортного средства.The operation of the mechanisms of the planning munition and the translation of the trajectory of a glider flight into a dive are the same as when using an aircraft.

Таким образом, настоящим изобретением решена задача по созданию планирующего боеприпаса как для авиации, так и для артиллерийского орудия раздельного заряжания с увеличением дальности метания и снижением демаскирующих признаков выстрела.Thus, the present invention has solved the problem of creating a planning munition for both aircraft and artillery guns with separate loading with an increase in throwing distance and a decrease in unmasking signs of a shot.

Claims

1. Planning ammunition, comprising a housing in the front with a pointed aerodynamic surface, in which a warhead with an explosive and fuse is located, a control compartment, two side rotary wings with power pneumatic drive, a marching jet engine with rudders and a tail unit for longitudinal stabilization in autonomous glider flight, an element of attachment to the pylons, characterized in that the hull is made of two components, the front of which is combat, its stern is made in the form a truncated cone, and the rear component is a glider device, on the body of which there are two rotary wings with a power drive to rotate and hold in the open position, inside in the upper longitudinal part there is a control compartment, a longitudinal power strut on which an additional aerodynamic surface is installed ( hang glider wing) with the possibility of transforming both into a folded position for transportation and storage, and into an open one with a locking mechanism and the possibility of selectively changing the angle of the opening of the lateral elements of the wing of the hang glider, while the articulation of both components of the planning munition is performed using the support-coupling mechanism mounted on the rod with the possibility of axial rotation, and the rod with the possibility of articulated mobility and elements of the lever mechanism is mounted on the longitudinal power rack of the glider device .

2. Planning ammunition according to claim 1, characterized in that the warhead is made on the basis of a large-caliber domestic artillery high-explosive fragmentation projectile, for example, a projectile of the ZOF 45 brand.

3. Planning ammunition according to claim 1, characterized in that the articulation of both components is performed selectively from the type of delivery of the ammunition to the launch site in an autonomous glider flight, either calibrated before subsequent installation on the cargo pylons of an aircraft, or from a dynamic impulse when firing from a separate artillery artillery receiver system, directed acting on the glider device, pushing it out of the body of the fireproof sleeve due to the movable piston, etc. driven by explosive combustion of a powder propellant charge.

4. Planning ammunition according to claim 1, characterized in that the fifth wheel mechanism for articulating the glider device with the projectile is made using a spring-loaded split sleeve (collet), sharply directed teeth are additionally made on the contacting coupling surfaces thereof, cutting into the articulated conical body at the opposite collet movement, followed by the formation of metal ridges on the tail surface of the projectile, requiring great effort to cut them to separate these bodies.

5. Planning ammunition according to claim 1, characterized in that the fastening elements to the pylons are made in the form of hooks with the possibility of their installation in two positions: external for the aircraft and closed, not exceeding the cylindrical dimension of the hull of the glider device.