ПЛАНИРУЮЩИЙ БОЕПРИПАС
GLIDING AMMUNITION

Изобретение относится к оборонной технике, а именно к планирующему боеприпасу раздельного заряжания для ствольной системы артиллерийского орудия и авиатранспортных средств.
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.
Недостатками данной конструкции являются:
- малая дальность полета снаряда;
- малая точность поражения наземной цели в конце излета (падения) неуправляемого метаемого снаряда;
- демаскировка при производстве выстрела (пламя, дым, сильный звук выстрела);
- отсутствует аэродинамическая поверхность для выполнения планирующего полета;
- 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.
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.
Недостатками данной конструкции являются:
- малая избирательность видов транспортной доставки боеприпаса к месту старта в автономный планерный полет;
- малая аэродинамическая поверхность крыльев, что не позволяет планирующему боеприпасу выполнять полет по траектории плавного снижения (глиссаде) при выключенном маршевом двигателе;
- длина неделимого снаряженного боеприпаса не позволяет использовать ствольную систему артиллерийского орудия с раздельным заряжанием выстрела.
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.
Техническое решение поставленной задачи состоит в следующем:
- 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);
- 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;
- 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;
- 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;
- 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;
- 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;
- 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;
- 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.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где изображены:
на фиг.1 - Общий вид планирующего боеприпаса для доставки к месту старта авиационными транспортными средствами;
на фиг.2 - Общий вид планерного устройства с опорно-сцепным механизмом в сложенном положении;
на фиг.3 - Механизм поворота крыльев (разрез А-А, фиг.2);
на фиг.4 - Механизм поворота крыльев (разрез Б-Б, фиг.3);
на фиг.5 - Механизм раскрытия крыла дельтаплана с механизмом расстопаривания (место В, фиг.2);
на фиг.6 - Механизм раскрытия крыла дельтаплана (место Г, фиг.2);
на фиг.7 - Общий вид планерного устройства, снаряженного в металлическую гильзу для доставки к месту старта из ствола артиллерийского орудия с раздельным заряжанием;
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);
на фиг.9 - Схема крепления аэродинамической поверхности к подвижной корпусной системе (место Д, фиг.8);
на фиг.10 - Схема крепления аэродинамической поверхности к подвижной корпусной системе (место Е, фиг.8).
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.
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.
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.
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).
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:
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.
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.
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.
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.
Функционирование предлагаемого планирующего боеприпаса состоит в следующем:
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.
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.
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.
Работа механизмов планирующего боеприпаса и перевод траектории планерного полета в пикирование такая же, как при использовании авиатранспортного средства.
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.