Устройство для запуска ракет



Устройство для запуска ракет
Устройство для запуска ракет
Устройство для запуска ракет

 


Владельцы патента RU 2516785:

Кириленко Николай Яковлевич (RU)

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит проточную пусковую трубу с насадком, соединённым через отверстие с выходом (в виде регулирующего клапана вдува или сверхзвукового сопла) вторичного рабочего тела. Изобретение позволяет регулировать величину компенсирующей газодинамической силы на пусковую установку при старте ракеты. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб.

Известно устройство для запуска противотанковых управляемых ракет (см. Карпенко А.В. Российское ракетное оружие 1943-1993 гг. Справочник. - СПб.: ПИКА, 1993. - стр.73, БМП ПТУР ЗМ14 «Малютка»), содержащее открытую направляющую для запуска ракет, связанную с носителем.

В данном устройстве недостаточны условия для обеспечения надежной эксплуатации ракет при транспортировке, т.к. ракета находится вне автономного контейнера (трубы).

Известно также устройство для запуска противотанковых управляемых ракет (см. патент РФ на изобретение №2097672, 1997 гг., М.: кл. F41F 3/04), содержащее связанную с носителем проточную пусковую трубу с насадком, установленным позади пусковой трубы.

Данное устройство обеспечивает надежную эксплуатацию ракет при транспортировке и отвод газовой струи от носителя при старте ракеты. Однако наблюдается поперечное силовое воздействие на переднюю часть пусковой трубы при движении ракеты за счет перемещения точки приложения силы тяжести ракеты, что может вызывать динамические возмущения пусковой установки и ракеты при ее старте.

Задачей изобретения является создание и обеспечение регулирования величины компенсирующей газодинамической силы на пусковую установку при старте ракеты.

Указанная задача достигается тем, что в устройстве для запуска ракет, содержащем связанную с носителем проточную пусковую трубу с насадком, установленным позади пусковой трубы, в боковой поверхности насадка со стороны носителя выполнено отверстие, причем отверстие соединено с выходом источника вторичного рабочего тела.

Выход источника вторичного рабочего тела может быть выполнен в виде регулирующего клапана вдува.

Выход источника вторичного рабочего тела может быть выполнен в виде сверхзвукового сопла.

На фиг.1 изображено устройство для запуска ракет, общий вид; на фиг.2 - вид I на фиг.1, на фиг.3 - вид I на фиг.1 с выходом источника вторичного рабочего тела в виде сверхзвукового сопла.

Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем 2 проточную пусковую трубу 1 с насадком 3, установленным позади пусковой трубы. В боковой поверхности 4 насадка 3 со стороны носителя 2 выполнено отверстие 5. Причем отверстие 5 соединено с выходом 6 источника 7 вторичного рабочего тела.

Выход 6 источника 7 вторичного рабочего тела может быть выполнен в виде регулирующего клапана вдува 8.

Выход 6 источника 7 вторичного рабочего тела может быть выполнен в виде сверхзвукового сопла 9.

Устройство работает следующим образом.

При запуске двигателя ракеты 8 и ее старте истекающая из двигателя сверхзвуковая газовая струя заполняет проточную пусковую трубу 1. При вдуве через отверстие 5 вторичного рабочего тела наблюдается неравномерность распределения давления по внутренней поверхности насадка 3 и возникает газодинамическая сила на заднюю часть пусковой трубы 1. Эта сила компенсирует силу, действующую на переднюю часть пусковой трубы 1 и вызванную перемещением вперед ракеты 10 при ее движении в пусковой трубе 1.

При необходимости осуществляют регулируемую подачу вторичного рабочего тела через регулирующий клапан вдува 8 и тем самым осуществляют регулирование величины компенсирующей газодинамической силы на пусковую трубу при старте ракеты.

Для повышения величины компенсирующей газодинамической силы выход 6 источника 7 вторичного рабочего тела выполняется в виде сверхзвукового сопла 9.

Таким образом, эффективность предложенного изобретения заключается в снижении динамических возмущений пусковой трубы и ракеты при ее старте за счет создания регулируемого по величине компенсирующего газодинамического силового воздействия на насадок пусковой трубы.

1. Устройство для запуска ракет, содержащее связанную с носителем проточную пусковую трубу с насадком, установленным позади пусковой трубы, отличающееся тем, что в нем в боковой поверхности насадка со стороны носителя выполнено отверстие, причем отверстие соединено с выходом источника вторичного рабочего тела.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что выход источника вторичного рабочего тела выполнен в виде регулирующего клапана вдува.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что выход источника вторичного рабочего тела выполнен в виде сверхзвукового сопла.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к переносным зенитно-ракетным комплексам. Переносной зенитно-ракетный комплекс (ПЗРК) содержит транспортно-пусковой контейнер (ТПК) (поперечное сечение в части двигателя имеет вид ромба, или овала, или прямоугольника, или шестигранной неосесимметричной фигуры), монитор, зенитную ракету или два ПЗРК с ракетами радиолокационного и инфракрасного типа, блок управления ракетой, оптический прицел оператора.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для контроля параметров схода АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку с двумя хомутами и подъемным механизмом, гибкую тягу, обводные ролики.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Корпус снабжен профильным силовым слоем (5), который расположен между его наружным (3) и внутренним (4) силовыми слоями и скреплен с ними.

Для осуществления пуска ракеты на подвижной пусковой установке производят определение уточненных координат текущей точки цели и зонных признаков цели и выдачу на пульт оператора в реальном времени опережающей динамической информации для принятия решений по пуску ракеты.

Изобретение относится к пусковым установкам, а именно к испытательным стендам. Стабилизирующее устройство монорельсовой ракетной тележки (РТ) содержит основной башмак с собственной парой крыльев в виде пластин и возможностью охвата рельсовой направляющей и перемещения вдоль нее, два крыла, дополнительный башмак с обтекаемой передней поверхностью и собственной парой крыльев, выполненных с треугольным поперечным сечением.

Изобретение относится к средствам радиоэлектронной борьбы, в частности к способу задания значений параметров выброса (отстрела) расходуемых средств радиоэлектронной борьбы.

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к реактивным гранатометам и ракетам для реактивных гранатометов. Ракета для гранатомета содержит ракетный двигатель с кольцевым или цилиндрическим каналом или кольцевыми бронированными с одной стороны шашками, боевую часть, два или более реактивных сопла, два тандемных кумулятивных заряда, бесконтактный лазерный взрыватель.

Изобретение относится к устройству для запуска ракеты с корабля и к кораблю, оборудованному таким устройством. Устройство для запуска ракет с корабля содержит по меньшей мере одну ракетную пусковую установку (9, 9').

Комплекс содержит боевую машину с лазером и вспомогательные машины в виде заправщиков окислителя и горючего на многоколесном шасси. Боевая машина выполнена на гусеничной ходовой части.

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции.

Изобретение относится к военной технике, а именно к зенитным ракетным комплексам (ЗРК). Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности содержит первую антенную систему, радиолокационную станцию, цифровую вычислительную систему, поворотную пусковую установку с ракетами, на которой установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа, систему навигации, топопривязки и ориентирования, размещенную на самоходном шасси, интеллектуальную систему (ИС), лазерный дальномер, оптико-электронную систему, соединённую через устройство сопряжения с ИС. Изобретение позволяет повысить боевую эффективность ЗРК в условиях силового энергетического подавления. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для многократной имитации пуска АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для габаритно-массового макета АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку со стопорным механизмом и опорно-поворотным механизмом, выполненным в виде шарнирно установленных на основании каретки двух вертикальных стоек. Одна из вертикальных стоек содержит передний рычаг с роликом, контактирующим со средней зоной основания станины. Изобретение позволяет повысить автоматизацию испытаний стенда. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит проточную пусковую трубу с передним и задним торцами и связанную с носителем, газоотражатель в виде струйного органа управления снижения газодинамического воздействия, установленный на носителе тангенциально его поверхности. Изобретение позволяет снизить силовое воздействие ударной волны на носитель при старте ракеты. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике, а именно к зенитным ракетным комплексам (ЗРК). Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности содержит первую антенную систему, радиолокационную станцию, цифровую вычислительную систему, поворотную пусковую установку с ракетами, на которой установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа, систему навигации, топопривязки и ориентирования, размещенную на самоходном шасси, интеллектуальную систему (ИС), мортиры, датчик определения направления и силы ветра, соединённый через устройство сопряжения с ИС. Изобретение позволяет повысить боевую эффективность ЗРК в условиях активных помех различного вида. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Ракетная пусковая установка содержит основание, стойку, опорно-поворотное устройство, качающуюся платформу с направляющими для размещения ракет, приводы наведения со стопорными устройствами, блоки индикации углов азимута и возвышения со стрелочным указателем, кабельную сеть (или радиоканал), систему видеоконтроля из двух автономных видеоустройств в герметичных, пылевлагозащищенных отсеках (корпусах), с подсветкой, видеорегистратором, видеокамерой. Изобретение позволяет повысить точность и эффективность стрельбы. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к военной технике, а именно к корабельным пусковым установкам (КПУ). Корабельная пусковая система содержит пусковую установку в виде контейнера с крышкой и опорным фланцем, каркас с гнёздами, нижние, верхние и промежуточные основания с ячейками, транспортно-пусковые стаканы (ТПС) (контейнеры), средства крепления ТПС, устройство герметизации, резинокордную оболочку, средства продольной и поперечной амортизации каркаса, нуль-установители, упоры, фундаменты контейнера, исполнительный гидроцилиндр, шток, рычажный механизм, тяги, направляющий стакан, амортизаторы из эластичного материала, опорные элементы, амортизирующее устройство, механизмы автоматической стыковки донных разъёмов электрических соединителей ТПС, герметизирующее уплотнение, центрирующий направляющий элемент в виде штыря, элемент в виде ромбического пальца, защитный козырёк, втулка с индивидуальным герметизирующим уплотенением. Изобретение позволяет повысить надёжность КПУ. 10 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в пусковых ракетных установках. Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки (ПУ) содержит корпус с элементами крепления к ПУ, стопор с клиновидным выступом, рукоятку в виде ступенчатого изгиба, фиксатор в виде ступенчатого изгиба, стопорную пружину из ленточной стали. Стопорная пружина содержит клиновидный стопорный выступ, Г-образный изгиб, кронштейн с прорезью и вертикальным пазом. Изобретение позволяет повысить надежность и эффективность стопора. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть применено для запуска ПТУР. Универсальный боевой модуль содержит поворотную (в виде цилиндрической обечайки), подъемную платформы с основанием (в виде вертикальной стойки коробчатой формы) и вращающейся частью (в виде цилиндрической обечайки), устройство управления вооружением с прицелом-прибором наведения, электронные блоки управления электрическими приводами наведения, автомат сопровождения цели, пульт оператора с дисплеем, соединенный электрическими линиями связи (проходящие через отверстие в заглушке поворотной платформы) с устройством управления вооружением, опорное устройство (носитель или треножное основание, содержащее фланцы с отверстиями). Основание подъемной платформы закреплено на вращающейся части поворотной платформы. Платформы содержат электрические приводы наведения с зубчатыми редукторами, люльки, закрепленные на вращающейся части подъемной платформы, с ПТУРами. Наружная часть обечайки основания содержит элементы крепления, внутренняя часть - зубчатый венец с внутренним зацеплением. Цилиндрическая обечайка вращающейся части установлена внутри обечайки основания на двух подшипниках с диаметром меньше длины ПТУР и содержит в верхней части заглушку с зубчатыми колесами и выходной шестерней. Основание подъемной платформы закреплено нижней частью на заглушке вращающейся части поворотной платформы. Вертикальная стойка в верхней части содержит жесткое кольцо с подшипником. Люльки закреплены вместе с устройством управления на торцах вращающейся части. Изобретение позволяет снизить массу и габариты и упростить конструкцию боевого модуля. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к пусковым установкам, а именно к испытательным стендам. Стабилизирующее устройство монорельсовой ракетной тележки (РТ) ракетного трека содержит крыло в виде заостренной пластины, вал, устройство определения крена с гироскопом и двумя контактными датчиками, устройство вращения крыла в виде шагового двигателя или в виде двух пиротолкателей с цилиндрами, штоками и пороховыми зарядами, устройство управления устройством вращения крыла с источником питания, башмак, колодку, систему поджига порохового заряда пиротолкателей в виде запального порохового заряда, пару ракетных двигателей (РД). Крыло устанавливают в вертикальной плоскости и во время движения РТ устраняют изменение угла атаки, устанавливают пару РД и во время движения РТ устраняют крен. Изобретение позволяет стабилизировать крен на все длине разгонного участка. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 25 ил.

Изобретение относится к области вооружений и касается узла крепления многоствольных гранатометов (пусковых установок). Многоствольный гранатомет содержит основание с установленным в нем приводом, поворотную опору с блоком стволов, установленную на основании через опорное устройство. Основание выполнено с возможностью закрепления на кронштейне объекта-носителя. Во внутренней части основания выполнен выступ, в котором выполнены отверстие под кронштейн объекта-носителя и отверстие, в которое установлен фиксатор кронштейна. Достигается создание простого, малогабаритного, легкого, прочного узла крепления многоствольного гранатомета, возможность замены в полевых условиях. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх