PL248060B1

PL248060B1 - Aerodynamiczny pocisk manewrujący, przeznaczony do wystrzeliwania z wyrzutni rurowych rakietowych systemów artyleryjskich

Info

Publication number: PL248060B1
Application number: PL442040A
Authority: PL
Inventors: Paweł Dobrzyński; Bogdan Machowski; Paweł Kwiatkowski; Tomasz Klimczak
Original assignee: Przed Prexer Spolka Z Ograniczona Odpowiedzialnoscia
Priority date: 2022-08-18
Filing date: 2022-08-18
Publication date: 2025-10-13
Also published as: PL442040A1

Abstract

Aerodynamiczny pocisk manewrujący, którego część nieobrotową tworzą połączone rozłącznie: głowica obserwacyjno-śledząca umieszczona na przedzie części nosowej, przedział dalmierza laserowego, przedział komputera pokładowego w postaci bloku elektronicznego, głowica bojowa wraz z układem zapalników, układ rozkładanych skrzydeł wraz ze sprężynowym układem ich rozkładania i ryglowania, zbiornik na paliwo ciekłe, silnik odrzutowy, układ sterolotek poziomych i pionowych wraz z siłownikami elektromechanicznymi a jego część obrotową tworzy rakietowy silnik startowy, charakteryzujący się tym, że niewirujący pocisk (14) może być wystrzeliwany z wyrzutni rurowej gładkościennej posiadającej jeden lub kilka ślimakowych rowków prowadzących współpracujących z występem prowadzących (41) rakietowego silnika startowego, (37). Istotą zgłoszenia jest rozwiązanie problematyki rozpędzania przez wirujący silnik rakietowy, niewirującego pocisku skrzydlatego, który jest napędzany silnikiem turboodrzutowym. Przedmiotowy pocisk manewrujący przeznaczony jest do kompleksowego niszczenia silnie opancerzonych pojazdów i innych wolno przemieszczających się obiektów militarnych w strefie przyziemia, które znajdują się w odległości do 100 km od wyrzutni rakietowej.

Description

Przedmiotem wynalazku jest aerodynamiczny pocisk manewrujący, przeznaczony do wystrzeliwania z wyrzutni rurowych rakietowych systemów artyleryjskich, które posiadają jeden rowek prowadzący lub więcej rowków prowadzących.

Znane są ze stanu techniki metody startowania pocisków rakietowych lub dronów z wykorzystaniem specjalnych szyn startowych współpracujących z wieszakami startowanego obiektu, czego przykładem mogą być rozwiązania np. opisane w patencie amerykańskim US 7997180, znane są także metody startowania pocisków i dronów z wyrzutni gładkolufowych nieposiadających rowków prowadzących. Metody te ze względu na skomplikowane ukształtowanie przestrzenne (wyrzutnie szynowe) lub konieczne dodatkowe wyposażenie (wyrzutnie rurowe), nie znajdują zastosowania w systemach artylerii rakietowej, w której stosuje się ręczne przeładowanie wyrzutni. Wynika to z wymogów minimalnego czasu potrzebnego na załadowanie systemu broni, mogącej działać w bezpośredniej styczności z nieprzyjacielem. Funkcjonalność i ergonomia rozwiązań gładkolufowych z rowkiem prowadzącym została potwierdzona wielokrotnie podczas wielu konfliktów na całym świecie.

Celem wynalazku jest opracowanie pocisku przeznaczonego do wyrzutni rurowej gładkolufowej z co najmniej jednym rowkiem prowadzącym o kilkukrotnie większym zasięgu środka bojowego w porównaniu do pocisku wystrzeliwanego z wyrzutni. Ponadto wynalazek ma zapewniać możliwość wystrzeliwania pocisków pod minimalnym kątem elewacyjnym wyrzutni, pocisk ma przemieszczać się torem płaskim, w celu ukrycia chwili i pozycji startu oraz uzyskania elementu zaskoczenia przeciwnika i zapobiegać wykryciu startu przez radiolokacyjny zestaw rozpoznania artyleryjskiego.

Aerodynamiczny pocisk manewrujący według wynalazku składa się części nieobrotowej pocisku, którą tworzą połączone rozłącznie: głowica obserwacyjno-śledząca umieszczona na przedzie części nosowej, przedział dalmierza laserowego, przedział komputera pokładowego w postaci bloku elektronicznego, głowica bojowa wraz z układem zapalników, układ rozkładanych skrzydeł wraz ze sprężynowym układem ich rozkładania i ryglowania, zbiornik na paliwo ciekłe, silnik turboodrzutowy, układ sterolotek poziomych i pionowych wraz z siłownikami elektromechanicznymi oraz części obrotowej, którą tworzy rakietowy silnik startowy wyposażony w występ prowadzący. Część nieobrotowa pocisku manewrującego umieszczana jest współosiowo w wyrzutni rurowej przed silnikiem startowym w taki sposób, że tylna część pocisku w formie stożka lub sfery ustala położenie kołnierza silnika startowego w taki sposób, aby powierzchnie ślizgowe uniemożliwiały przeniesienie ruchu obrotowego rakietowego silnika startowego, spowodowanego ruchem obrotowym jego występu prowadzącego we wnętrzu rowka spiralnego wykonanego na zewnątrz wyrzutni lufowej na ruch obrotowy części nieobrotowej pocisku manewrującego. Korzystnie przedział dalmierza laserowego, posiada okienko akwizycji umożliwiające pomiar metodą laserową odległości do obiektów nad którymi znajduje się pocisk manewrujący, jednocześnie uniemożliwia generowanie promieniowania laserowego poprzez wyłączenie impulsowania wysokościomierza laserowego, jeżeli w czasie lotu, kąt przechylenia pocisku jest większy niż zadana dopuszczalna wartość kąta, mierzonego względem linii pionu. Korzystnie pocisk wyposażony jest w bezpiecznik w postaci rygla mechanicznego, którego zadaniem jest, w przypadku jego niewyciągnięcia z gniazda, organoleptyczna sygnalizacja zablokowania urządzeń pokładowych pocisku oraz mechaniczne uniemożliwienie wsunięcia pocisku manewrującego do wyrzutni rurowej poprzez kolizję wystającej głowicy rygla z brzegiem wyrzutni; w przypadku jego wyciągnięcia z gniazda organoleptyczną sygnalizację odblokowania (odbezpieczenia) urządzeń pokładowych pocisku i umożliwienie wsunięcia części niewirującej pocisku do wyrzutni gładko-lufowej. Korzystnie układ rozkładania skrzydeł składa się ze skrzydła prawego i skrzydła lewego, przy czym w stanie złożonym wymusza położenie skrzydeł równolegle, jednego nad drugim a po opuszczeniu wyrzutni rurowej skrzydło lewe pocisku wykonuje ruch w lewo a skrzydło prawe obracane jest w prawo i jednocześnie wypychane w dół, do momentu osiągnięcia położenia zablokowanego. Układ wysuwania skrzydeł składający się ze skrzydła prawego połączonego z trzpieniem i skrzydła lewego, który w stanie złożonym wymusza położenie skrzydeł jednego nad drugim, tak aby zmieściły się one w wyrzutni rurowej razem z korpusem pocisku i w jego obrysie. Po opuszczeniu wyrzutni rurowej, skrzydło prawe pocisku jest obracane w prawo i wypychane do dołu sprężyną skrętną, która górnym końcem jest zamocowana w obudowie łożyska górnego, zaś skrzydło lewe obracane jest w lewo sprężyną skrętną, która jest dolnym końcem zamocowana w obudowie łożyska dolnego. Po obrocie obu skrzydeł i zadziałaniu blokady mechanicznej w położeniu marszowym, sprężyna walcowa skrętna górna i sprężyna walcowa skrętna dolna ustalają zespół skrzydeł w położeniu wynikającym z równoważenia sił obu sprężyn a podwójne o-ringi zamocowane w osłonie górnej i dolnej pełnią rolę elementu tłumiącego drgania skrzydeł i uszczelniającego gniazdo mechanizmu wysuwania.

Zbiornik paliwa posiadający formę walca, wewnątrz którego znajduje się tłok, którego obrót uniemożliwiają kanał kablowy i kanał paliwowy, który to zbiornik posiada w środkowej części sprężynę walcową napędzającą, a tłok posiada przynajmniej dwa otwory, przez które przechodzą kanały paliwowe i kablowe umożliwiające ruch posuwisty tłoka, w celu przesunięcia pozostającego w zbiorniku paliwa do przodu pocisku, jednocześnie przesuwając środek ciężkości pocisku ku przodowi oraz umożliwiające transport ciekłego paliwa do tyłu pocisku. W przedniej części pocisk manewrujący posiada dwie sterolotki poziome wysuwane albo wysuwano-odchylane z kadłuba pocisku, które w położeniu rozłożonym posiadają optymalny kąt zaklinowania w zakresie 0-5 stopni zapewniając stabilizację pocisku na torze lotu i jednocześnie pełniące rolę steru wysokości; w części tylnej posiada dodatkowe dwie sterolotki pionowe wysuwane albo wysuwano-odchylane z kadłuba za pomocą mechanizmu sprężynowego, które w położeniu rozłożonym posiadają optymalny kąt zaklinowania, zapewniając stabilizację pocisku na torze lotu i pełniąc jednocześnie rolę steru kierunku. Silnik startowy posiada formę wydrążonego walca, wewnątrz którego znajduje się materiał wysokoenergetyczny generujący ciąg rakietowy za pomocą układu dysz znajdujących się na obwodzie silnika, a zapalany jest za pomocą zapłonnika elektrycznego znajdującego się w dnie silnika startowego, którego obwód elektryczny zamykany jest przez izolowany styk na obwodzie dna silnika startowego oraz który to silnik startowy zaopatrzony jest w owalny występ umożliwiający zaryglowanie silnika startowego w położeniu określonym przez prowadnicę rowka spiralnego wyrzutni gładkolufowej. Silnik startowy posiada w środkowej części kanał przelotowy umożliwiający odprowadzenie gazów z silnika marszowego podczas jednoczesnej pracy silników startowego i marszowego.

Całość konstrukcji aerodynamicznego pocisku manewrującego została zminiaturyzowana, pozwalając na wystrzelenie go np. ze standardowej wyrzutni balistycznych pocisków rakietowych kalibru 122 mm. Konstrukcja pocisku jest skalowalna i po przeliczeniach możliwe jest wykonanie pocisku w większych i mniejszych kalibrach. Pocisk wystrzeliwany jest z wyrzutni rurowych (Fig. 1) rakietowych systemów artyleryjskich, które posiadają jeden rowek prowadzący lub więcej rowków prowadzących. Przykładem wyrzutni rurowej z jednym rowkiem prowadzącym jest wyrzutnia kal. 122 mm systemów rakietowych balistycznych pocisków niekierowanych stosowanych w Wojsku Polskim typu BM-21 lub nowszych WR-40 Langusta. Rowek prowadzący (Fig. 1.) przechodzi wzdłuż całego boku wyrzutni rurowej, jednocześnie owijając ją spiralnie ze skrętem w lewo. Przykładem wyrzutni rurowej z dwoma rowkami prowadzącymi (Fig. 2.) jest wyrzutnia taktycznych systemów rakiet balistycznych kal. 300 mm (stosowanych w krajach postsowieckich np. rosyjskich BM-30 Smercz lub ukraińskich Vilkha-M).

Zadaniem rowków prowadzących współpracujących z występem prowadzącym rakietowego silnika startowego jest nadanie pociskowi rakietowemu ruchu obrotowego. Ruch obrotowy masywnego pocisku spełnia kilka istotnych dla pocisku balistycznego funkcji, są to m. in. ułatwienie i przyspieszenie momentu otwarcia stabilizatorów aerodynamicznych znajdujących się w tylnej części pocisku rakietowego; stabilizacja toru lotu pocisku dzięki zasadzie zachowania momentu krętu gdy ruch odbywa się w płaszczyźnie prostopadłej do kierunku momentu krętu; niwelowanie błędów znoszenia pocisku z zadanego toru balistycznego, które wynikają z niedoskonałości technologicznych wykonania pocisku np. gdy środek masy pocisku znajduje się poza osią pocisku, niejednakowe wielkości stabilizatorów i kąty ich zaklinowania, brak jednorodności paliwa rakietowego, niejednakowe dysze silnika rakietowego itp.

Pocisk przeznaczony jest do kompleksowego niszczenia silnie opancerzonych pojazdów i innych naziemnych obiektów militarnych oraz wolno przemieszczających się obiektów militarnych w strefie przyziemia.

Przedmiot wynalazku przedstawiono w przykładzie wykonania na rysunku, na którym: Fig. 1. przedstawia gładkościenną wyrzutnię rurową kal. 122 mm wyposażoną w pojedynczy rowek prowadzący, Fig. 2. przedstawia gładkościenną wyrzutnię rurową kal. 300 mm wyposażoną w układ podwójny rowków prowadzących, Fig. 3. przedstawia układ skrzydeł wraz z mechanizmem ich rozkładania w momencie ich niepełnego rozłożenia, Fig. 4. przedstawia widok rozstrzelony układu skrzydeł wraz z mechanizmem ich rozkładania, Fig. 5. przedstawia półwidok-półprzekrój układu skrzydeł wraz z mechanizmem ich rozkładania, Fig. 6. przedstawia układ skrzydeł wraz z mechanizmem ich rozkładania po całkowitym rozłożeniu i zaryglowaniu, Fig. 7. przedstawia przykładową trajektorię rakietowego pocisku balistycznego oraz trajektorię pocisku manewrującego, Fig. 8. przedstawia widok pocisku manewrującego z dołu z zaznaczonym okienkiem akwizycji wysokościomierza laserowego, Fig. 9. przedstawia półwidok

-półprzekrój układu zbiornika paliwa ciekłego, Fig. 10. przedstawia widok x -ray części niewirującej pocisku z zaznaczonymi najważniejszymi elementami wyposażenia, Fig. 11. przedstawia widok części niewirującej i wirującej w chwili ich separacji po wypaleniu się paliwa rakietowego, Fig. 12. przedstawia sposób ładowania części niewirującej pocisku i silnika startowego do wyrzutni rurowej z jednym rowkiem prowadzącym, Fig. 13. przedstawia ideę wyłączania impulsowania wysokościomierza laserowego przy wychyleniu pocisku o kąt większy niż dopuszczalny, Fig. 14. przedstawia położenie i zasadę działania rygla bezpiecznika pocisku, Fig. 15. przedstawia rodzaje ruchu jakie realizują elementy układu rozkładania skrzydeł po opuszczeniu wyrzutni gładko lufowej, Fig. 16. przedstawia półwidok-półprzekrój układu zbiornika paliwa ciekłego, Fig. 17. przedstawia widok układu aerodynamicznego części niewirującej pocisku, Fig. 18. przedstawia półwidok silnika startowego i wyrzutni gładkolufowej ilustrujący położenie i rolę kanału przelotowego silnika startowego, Fig. 19 przedstawia półprzekrój silnika startowego i wyrzutni gładkolufowej ilustrujący położenie i rolę kanału przelotowego silnika startowego.

Przykład wykonania

Pocisk manewrujący (14) którego część nieobrotową tworzą połączone rozłącznie: głowica obserwacyjno-śledząca (28) umieszczona na przedzie części nosowej, przedział dalmierza laserowego (29), przedział komputera pokładowego w postaci bloku elektronicznego (30), głowica bojowa (31) wraz z układem zapalników, układ rozkładanych skrzydeł (32) wraz ze sprężynowym układem ich rozkładania i ryglowania (33), zbiornik na paliwo ciekłe (21), silnik odrzutowy (34), układ sterolotek poziomych (35) i pionowych (36) wraz z siłownikami elektromechanicznymi a jego część obrotową tworzy rakietowy silnik startowy (37), a niewirujący pocisk (14) może być wystrzeliwany z wyrzutni rurowej gładkościennej posiadającej jeden lub kilka ślimakowych rowków prowadzących, przez obrotowy silnik startowy (37). Część nieobrotowa pocisku manewrującego (14) umieszczana jest współosiowo w wyrzutni rurowej (1) przed silnikiem startowym (37) w taki sposób, że tylna część pocisku w formie stożka lub sfery (38) ustala położenie kołnierza silnika startowego (37) w taki sposób, aby kompozytowe powierzchnie ślizgowe (39) i (40) uniemożliwiały przeniesienie ruchu obrotowego rakietowego silnika startowego, spowodowanego ruchem obrotowym jego występu prowadzącego (41) we wnętrzu rowka spiralnego (2) wykonanego na zewnątrz wyrzutni lufowej (1), na ruch obrotowy części nieobrotowej pocisku manewrującego (14). Przedział dalmierza laserowego (29), posiada okienko akwizycji (18) umożliwiające pomiar metodą laserową odległości do obiektów nad którymi znajduje się pocisk manewrujący, jednocześnie uniemożliwia generowanie promieniowania laserowego poprzez wyłączenie impulsowania wysokościomierza laserowego poprzez okienko akwizycji (18) jeżeli w czasie lotu kąt przechylenia pocisku (14) jest większy niż zadana dopuszczalna wartość kąta (20), mierzonego względem linii pionu (19). Pocisk (14) wyposażony jest w bezpiecznik w postaci rygla mechanicznego (43), którego zadaniem jest, w przypadku jego niewyciągnięcia z gniazda (42) organoleptyczna sygnalizacja zablokowania urządzeń pokładowych pocisku i zapalników oraz mechaniczne uniemożliwienie wsunięcia pocisku manewrującego (14) do wyrzutni rurowej (1) poprzez kolizję wystającej głowicy rygla z brzegiem wyrzutni; w przypadku jego wyciągnięcia z gniazda (42) organoleptyczną sygnalizację odblokowania (odbezpieczenia) urządzeń pokładowych pocisku i umożliwienie wsunięcia części niewirującej pocisku (14) do wyrzutni gładko-lufowej (1). Układ rozkładania skrzydeł składa się ze skrzydła prawego (4) i skrzydła lewego (5), przy czym w stanie złożonym wymusza położenie skrzydeł równolegle, jednego nad drugim a po opuszczeniu wyrzutni rurowej skrzydło lewe pocisku (5) wykonuje ruch w lewo (45) a skrzydło prawe (4) obracane jest w prawo (44) i jednocześnie i wypychane w dół (46) do momentu osiągnięcia położenia zablokowanego. Zbiornik paliwa posiadający formę walca (21), wewnątrz którego znajduje się tłok (22), którego obrót uniemożliwiają kanał kablowy (24) i kanał paliwowy (25), który to zbiornik posiada w środkowej części sprężynę walcową napędzającą (23), a tłok (22) posiada przynajmniej dwa otwory, przez które przechodzą kanały paliwowe (25) i kablowe (24) umożliwiające ruch posuwisty tłoka, w celu przesunięcia pozostającego w zbiorniku paliwa do przodu pocisku jednocześnie przesuwając środek ciężkości pocisku ku przodowi oraz umożliwiające transport ciekłego paliwa (27) do tyłu pocisku. W przedniej części pocisk manewrujący posiada dwie sterolotki poziome (35) wysuwane albo wysuwano-odchylane z kadłuba pocisku (14), które w położeniu rozłożonym posiadają optymalny kąt zaklinowania w zakresie 0-5 stopni, zapewniając stabilizację pocisku na torze lotu i pełniące jednocześnie rolę steru wysokości; w części tylnej posiada dodatkowe dwie sterolotki pionowe (36) wysuwane albo wysuwano-odchylane z kadłuba za pomocą mechanizmu sprężynowego, które w położeniu rozłożonym posiadają optymalny kąt zaklinowania, zapewniając stabilizację pocisku na torze lotu i pełniąc jednocześnie rolę steru kierunku. Silnik startowy (37) posiada formę wydrążonego walca, wewnątrz którego znajduje się materiał wysokoenergetyczny (47) generujący ciąg rakietowy za pomocą układu dysz (48) znajdujących się na obwodzie silnika, a zapalany jest za pomocą zapłonnika elektrycznego znajdującego się w dnie silnika startowego, którego obwód elektryczny zamykany jest przez izolowany styk (51) na obwodzie dna silnika startowego oraz który to silnik startowy zaopatrzony jest w owalny występ (41) umożliwiający zaryglowanie silnika startowego w położeniu określonym przez prowadnicę rowka spiralnego (2) wyrzutni gładkolufowej (1). Silnik startowy (37) posiada w środkowej części kanał przelotowy (49) umożliwiający odprowadzenie gazów z silnika marszowego (34) podczas jednoczesnej pracy silników startowego i marszowego. Silnik marszowy posiada powierzchnię ślizgową (40), której zadaniem jest zminimalizowanie tarcia pomiędzy częścią wirującą (37) i niewirującą pocisku (14) podczas rozpędzania pocisku lub separacji części obrotowej i nieobrotowej.

Zaletą aerodynamicznego pocisku manewrującego, przeznaczonego do wystrzeliwania z wyrzutni rurowych (1) rakietowych systemów artyleryjskich według wynalazku jest podzielenie pocisku wystrzeliwanego z wyrzutni na część nieobrotową (14), która w całości opuszcza rurę wyrzutni w położeniu początkowym oraz na część obrotową (37), posiadającą występ prowadzący, umożliwiający wykorzystanie wszystkich cech konstrukcji tj. niezawodnego utrzymywania pocisku w wyrzutni, ustalania położenia styków elektrycznych zapalarki i zapłonnika (51), nadania ruchu obrotowego elementowi ze startowym silnikiem rakietowym. Dodatkowo uzyskano zmniejszenie masy części pociskowej po oddzieleniu się od niej silnika startowego rakietowego, w którym wypaliło się paliwo; stabilizację silnika startowego (37) za pomocą elementów aerodynamicznych części niewirującej, do chwili jego odpadnięcia; możliwość wykonania diagnostyki silnika marszowego pocisku (34), znajdującego się w części niewirującej, poprzez jego rozruch na obrotach jałowych jeszcze w wyrzutni rurowej (1), dzięki zastosowaniu w silniku startowym współosiowego kanału przelotowego (49) na efekty spalania paliwa w silniku marszowym; możliwość precyzyjnego określenia miejsca upadku silnika startowego, a tym samym zmniejszenie ryzyka uderzenia obiektów na ziemi przez opadający silnik startowy (37).

Zaproponowane rozwiązanie, posiadając wszystkie zalety metod startowania z wykorzystaniem wyrzutni rurowej z rowkiem prowadzącym, dzięki stosunkowo nieskomplikowanym zabiegom, umożliwia uzyskanie funkcjonalności niemożliwej do osiągnięcia w klasycznym systemie artylerii rakietowej, w której stosuje się ręczne przeładowanie pocisków.

Układ pocisku manewrującego po jego wystrzeleniu (Fig. 7.) z dowolnego rodzaju wyrzutni gładkolufowej (1) nie leci do celu torem balistycznym (16) typowym dla pocisku rakietowego niekierowanego (15), ale przemieszcza się trajektorią zbliżoną do płaskotorowej (17). Zadaną trajektorię uzyskuje dzięki systemowi sterowania, który wykorzystując układ nawigacji inercjalnej i dalmierz laserowy mierzący odległość do powierzchni ziemi, oblicza zadany kąt wychylenia pary sterolotek poziomych (35) (Fig. 10.; Fig. 17.).

Oryginalność pocisku manewrującego, posiadającego: głowicę obserwacyjno-śledzącą, dalmierz laserowy z funkcją lidaru, głowicę bojową, układ wysuwanych skrzydeł, kombinowany zbiornik na paliwo ciekłe, silnik turboodrzutowy, układ sterów analogowych i silnik startowy, polega na tym, że dzięki miniaturyzacji elementów składowych, osiągnięto potwierdzony w wirtualnym środowisku symulacji obiektów aerodynamicznych, zasięg lotu rzędu 100 km. Zasięg taki jest nieosiągalny dla współczesnych balistycznych pocisków rakietowych tego samego kalibru. Jednocześnie zachowano możliwość przeprowadzenia ostrzału pozycji przeciwnika z wykorzystaniem standardowej rakietowej amunicji artyleryjskiej kalibru 122 mm, ponieważ żadne zmiany w wyrzutni, nie są potrzebne do wystrzeliwania pocisków manewrujących będących przedmiotem wynalazku.

Wykaz oznaczeń rysunków

Wyrzutnia rurowa

Rowek prowadzący (spiralny)

Mechanizm styku elektrycznego zapłonnika silnika rakietowego

Skrzydło prawe

Skrzydło lewe

Trzpień skrzydła prawego

Sprężyna skrętna górna

Sprężyna skrętna dolna

Obudowa łożyska górnego

Obudowa łożyska dolnego

O-ring podwójny

Osłona mechanizmu górna

Osłona mechanizmu dolna

Pocisk niewirujący (część niewirująca pocisku manewrującego)

Pocisk wirujący (klasyczny pocisk balistyczny)

Trajektoria pocisku balistycznego wirującego

Trajektoria pocisku manewrującego niewirującego

Okienko akwizycji wysokościomierza laserowego

Linia pionu (przechodząca przez środek ziemi)

Kąt rozbieżności wiązki laserowej wysokościomierza laserowego

Zbiornik paliwowy

Tłok zbiornika paliwa nieobrotowy

Sprężyna walcowa zbiornika paliwa

Kanał kablowy zbiornika paliwa

Kanał paliwowy zbiornika paliwa

Otwór w kanale paliwowym

Paliwo ciekłe silnika turboodrzutowego

Głowica obserwacyjno-śledząca (gimbal)

Przedział dalmierza laserowego

Przedział komputera pokładowego

Głowica bojowa

Układ skrzydeł nośnych

Mechanizm rozkładania skrzydeł nośnych

Silnik turboodrzutowy marszowy

Układ sterolotek poziomych

Układ sterolotek pionowych

Silnik rakietowy startowy

Tylna część pocisku (dno pocisku)

Powierzchnia ślizgowa pocisku

Powierzchnia ślizgowa silnika rakietowego

Występ prowadzący silnika startowego (rakietowego)

Gniazdo rygla bezpiecznika pocisku

Rygiel bezpiecznika pocisku (blokada wsunięcia pocisku do wyrzutni rurowej)

Ruch obrotowy skrzydła prawego

Ruch obrotowy skrzydła lewego

Ruch postępowy skrzydła prawego

Materiał wysokoenergetyczny silnika startowego

Dysza napędowa silnika startowego

Kanał przelotowy silnika startowego

Zaślepka kanału przelotowego silnika startowego Styk elektryczny zapłonnika silnika startowego.

Claims

Aerodynamiczny pocisk manewrujący, którego część nieobrotową tworzą połączone rozłącznie: głowica obserwacyjno-śledząca umieszczona na przedzie części nosowej, przedział dalmierza laserowego, przedział komputera pokładowego w postaci bloku elektronicznego, głowica bojowa wraz z układem zapalników, układ rozkładanych skrzydeł wraz ze sprężynowym układem ich rozkładania i ryglowania, zbiornik na paliwo ciekłe, silnik odrzutowy, układ sterolotek poziomych i pionowych wraz z siłownikami elektromechanicznymi a jego część obrotową tworzy rakietowy silnik startowy, znamienny tym, że niewirujący pocisk (14) może być wystrzeliwany z wyrzutni rurowej gładkościennej (1) posiadającej co najmniej jeden ślimakowy rowek prowadzący (2) współpracujący z owalnym występem (41) silnika startowego (37) umożliwiającym zaryglowanie silnika startowego w położeniu określonym przez prowadnicę rowka spiralnego (2) wyrzutni gładkolufowej (1).

Aerodynamiczny pocisk manewrujący według zastrz. 1, znamienny tym, że część nieobrotową pocisku manewrującego (14) umieszczana jest współosiowo w wyrzutni rurowej przed silnikiem startowym (37) w taki sposób, że tylna część pocisku w formie stożka lub sfery (38) ustala położenie kołnierza silnika startowego (37) w taki sposób, aby powierzchnie ślizgowe (39) i (40) uniemożliwiały przeniesienie ruchu obrotowego rakietowego silnika startowego spowodowanego ruchem obrotowym jego występu prowadzącego (41) we wnętrzu rowka spiralnego (2) wykonanego na zewnątrz wyrzutni lufowej (1) na ruch obrotowy części nieobrotowej pocisku manewrującego (14).
3. Aerodynamiczny pocisk manewrujący według zastrz. 1 albo 2, znamienny tym, że system sterowania dalmierza laserowego, który posiada okienko akwizycji (18) umożliwiające pomiar metodą laserową odległości do obiektów nad którymi znajduje się pocisk manewrujący (14), uniemożliwia generowanie promieniowania laserowego poprzez wyłączenie impulsowania wysokościomierza laserowego jeżeli w czasie lotu kąt przechylenia pocisku (14) jest większy niż zadana dopuszczalna wartość kąta (20), mierzonego względem linii pionu (19).
4. Aerodynamiczny pocisk manewrujący według zastrz. 1, albo 2, albo 3 znamienny tym, że pocisk (14), wyposażony jest w bezpiecznik w postaci rygla mechanicznego (43), którego zadaniem jest, w przypadku jego niewyciągnięcia z gniazda (42) organoleptyczna sygnalizacja zablokowania urządzeń pokładowych pocisku oraz mechaniczne uniemożliwienie wsunięcia pocisku manewrującego (14) do wyrzutni rurowej (1) poprzez kolizję wystającej głowicy rygla (43) z brzegiem wyrzutni; w przypadku jego wyciągnięcia z gniazda (42) organoleptyczną sygnalizację odblokowania (odbezpieczenia) urządzeń pokładowych pocisku i umożliwienie wsunięcia części niewirującej pocisku (14) do wyrzutni gładko-lufowej (1).
5. Aerodynamiczny pocisk manewrujący według zastrz. 1, albo 2 albo 3 albo 4 znamienny tym, że układ rozkładania skrzydeł składający się ze skrzydła prawego (4) i skrzydła lewego (5), w stanie złożonym wymusza położenie skrzydeł równolegle, jednego nad drugim, a po opuszczeniu wyrzutni rurowej skrzydło lewe pocisku (5) wykonuje ruch w lewo (45) a skrzydło prawe (4) obracane jest w prawo (44) i jednocześnie i wypychane w dół (46) do momentu osiągnięcia położenia zablokowanego.
6. Aerodynamiczny pocisk manewrujący według zastrz. 1, albo 2 albo 3 albo 4 albo 5 znamienny tym, że zbiornik paliwa posiadający formę walca (21), wewnątrz którego znajduje się tłok (22), którego obrót uniemożliwiają kanał kablowy (24) i kanał paliwowy (25), który to zbiornik posiada w środkowej części sprężynę walcową napędzającą (23), tłok (22) posiada przynajmniej dwa otwory, przez które przechodzą kanał paliwowy (25) i kablowy (24) umożliwiające ruch posuwisty tłoka (22), w celu przesunięcia pozostającego w zbiorniku paliwa do przodu pocisku a tym samym przesunięciu środka ciężkości pocisku ku przodowi oraz umożliwiające transport ciekłego paliwa (27) do tyłu pocisku.
7. Aerodynamiczny pocisk manewrujący według zastrz. 1 albo 2 albo 3 albo 4 albo 5 albo 6 znamienny tym, że w przedniej części posiada dwie sterolotki poziome (35) wysuwane albo wysuwano-odchylane z kadłuba pocisku (14), które w położeniu rozłożonym posiadają optymalny kąt zaklinowania w zakresie 0-5 stopni zapewniając stabilizacje pocisku na torze lotu i pełniące jednocześnie rolę steru wysokości; w części tylnej posiada dodatkowe dwie sterolotki pionowe (36) wysuwane albo wysuwano-odchylane z kadłuba za pomocą mechanizmu sprężynowego, które w położeniu rozłożonym posiadają optymalny kąt zaklinowania, zapewniając stabilizację pocisku na torze lotu i pełniąc jednocześnie rolę steru kierunku.
8. Aerodynamiczny pocisk manewrujący według zastrz. 1, albo 2 albo 3 albo 4 albo 5 albo 6 albo 7 znamienny tym, że silnik startowy (37) posiadający formę wydrążonego walca, wewnątrz którego znajduje się materiał wysokoenergetyczny (47) generujący ciąg rakietowy za pomocą układu dysz (48) znajdujących się na obwodzie silnika zapalany jest za pomocą zapłonnika elektrycznego znajdującego się w dnie silnika startowego, którego obwód elektryczny zamykany jest przez izolowany styk (51) na obwodzie dna silnika startowego przy czym silnik startowy (37) posiada w środkowej części kanał przelotowy (49) umożliwiający odprowadzenie gazów z silnika marszowego (34) podczas jednoczesnej pracy silników startowego i marszowego.