Пусковая установка для авиационных ракет



Пусковая установка для авиационных ракет
Пусковая установка для авиационных ракет
Пусковая установка для авиационных ракет

 


Владельцы патента RU 2528508:

Открытое акционерное общество "Авиаагрегат" (RU)

Изобретение относится к области авиационного вооружения. В корпусе пусковой установки с силовым набором, узлом подвески к летательному аппарату и электросистемой для подачи пусковых импульсов в торцевые диски установлены пусковые трубы для ракет. Над пусковыми трубами установлен защитный дефлектор, который соединен с промежуточным обтекателем. Промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса. На поверхностях дефлектора и пусковых труб выполнена сквозная перфорация. Изобретение направлено на снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из пусковой установки вертолета, вызывающего неустойчивость работы двигателя вертолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к пусковым установкам (далее - ПУ) типа «блок» для размещения в них и пуска авиационных ракет (далее - ракет) неуправляемых, корректируемых и управляемых с вертолета.

Из уровня техники (см., например, «Оружие и технологии России. Энциклопедия. XXI век» / Гл. ред. Н. Спасский. - М.: Издательский дом «Оружие и технологии», том 10, 2008) известны многоствольные пусковые установки (Б8В20, Б13Л1, Б8В7) с плоским передним торцом, отличающиеся друг от друг количеством труб, их калибром и габаритами и включающие корпус цилиндрической формы, внутри которого расположен комплект направляющих пусковых труб, служащих выходом ракет из ПУ при произведении пуска и закрепленных в торцевых дисках корпуса, узлы подвески к вертолету и электрическую систему для подачи пусковых импульсов.

Наиболее близкой к заявленому изобретению по технической сущности и достигаемому при его использовании техническому результату является описанная в указанном источнике (см. стр.268) пусковая установка (блок орудий Б13Л1) для авиационных ракет, имеющая типовой состав входящих элементов известных ПУ, т.е. включающая комплект пусковых труб, заключенных в корпус с торцевыми дисками, имеющими соосные отверстия для установки труб, узлы подвески ПУ к вертолету и электросистему для запуска ракет.

Общим недостатком известных ПУ является способность накапливать горячий газ факела ракеты при старте в пусковых трубах и на переднем торцевом диске корпуса, причем после выхода ракет из ПУ горячая газовая струя факела резко переходит с торцевого диска на цилиндрический корпус установки, тормозится на переднем торцевом диске с резким повышением давления, что приводит к развороту струи в плоскости диска поперек продольной оси ПУ, в том числе в направлении к воздухозаборникам вертолета. Попадание имеющей высокую скорость горячей струи газа в воздухозаборники резко искажает картину потока воздуха в турбовальных двигателях вертолета, что приводит к их помпажу со снижением оборотов или их полной остановке, создавая тем самым аварийную обстановку. Работа двигателя вертолета в режиме помпажа приводит к его разрушению из-за недопустимого повышения температуры газов перед турбиной и потере прочности ее лопаток, поэтому при возникновении помпажа двигатель должен быть переведен в режим «малый газ», на котором помпаж исчезнет сам собой или отключен. Рост температуры газов может достигнуть нескольких сот градусов в секунду и время для принятия решения экипажем ограничено. Проблема усугубляется и тем, что в момент выхода из ПУ факел ракеты, имеющий радиус не менее 1 м, на расстоянии от сопла в 5 м, встречает осевое сопротивление от тупой носовой части ПУ. Это приводит к развороту струи в поперечном направлении и увеличению радиуса факела до 2-3 раз. Все меры по устранению факела догорания за соплом ракеты лишь уменьшают вероятность нарушений нормальной работы двигателя вертолета, но не приводят к их полному устранению. Объясняется это тем, что даже при отсутствии факела догорания температуры в струях достаточно высоки, чтобы вызвать помпаж двигателя вертолета на удалениях ракеты в десятки метров.

Техническая задача настоящего изобретения состоит в устранении упомянутых выше недостатков, а именно - снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из ПУ с вертолета, вызывающего неустойчивости работы или заглохание двигателей вертолета.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении настоящего изобретения, является снижение температуры воздуха на входе в воздухозаборник при старте ракеты в 2-3 раза.

Поставленная задача с достижением технического результата решается тем, что пусковая установка для авиационных ракет, включающая корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, установленные в торцевые диски, узел подвески к летательному аппарату и электросистему для подачи пусковых импульсов, снабжена защитным дефлектором, соединенным с промежуточным обтекателем и выполненным с возможностью полного охвата выступающих из корпуса пусковых труб.

Кроме того, промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса.

Кроме того, на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб выполнена сквозная перфорация.

Кроме того, промежуточный обтекатель выполнен оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.

Снабжение пусковой установки для авиационных ракет защитным дефлектором, выполненным с возможностью полного охвата верхних частей пусковых труб, и выполнение сквозной перфорации на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб препятствует рассеиванию горячего газа в сторону воздухозаборника вертолета.

Выполнение выходных концов пусковых труб перфорированными исключает возникновение ударно-волновых явлений в пусковых трубах, одновременно снижая температуру газа и отдачу.

Снабжение пусковой установки для авиационных ракет промежуточным обтекателем, размещенным между дефлектором и корпусом, способствует уходу газа, накопленного под дефлектором, назад по потоку воздуха.

Наличие оживальной формы в переходной зоне от обтекателя к обшивке корпуса облегчает вытекание горячего газа из-под обечайки на корпус, в поток холодного воздуха, минуя воздухозаборник двигателя.

Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического решения с выявленными аналогами уровня техники, из которого изобретение явным образом не следует для специалиста по авиационному вооружению, показал, что оно не известно, а с учетом возможности промышленного изготовления пусковой установки, можно сделать вывод о его соответствии критериям патентоспособности.

Предпочтительные варианты исполнения предлагаемого технического решения описываются далее на основе представленных чертежей, где:

- на фиг.1 изображена схема воздействия факела на воздухозаборники;

- на фиг.2 представлен общий вид пусковой установки для авиационных ракет;

- на фиг.3 изображена схема прохождения горячих струй газа факела после установки дефлектора.

В графических материалах соответствующие конструктивные элементы пусковой установки для авиационных ракет обозначены следующими позициями:

1 - корпус;

2 - узел подвески к летательному аппарату;

3 - электросистема для подачи пусковых импульсов;

4 - пусковая труба;

5 - дефлектор;

6 - кронштейны;

7 - промежуточный обтекатель;

8 - ракета;

9 - отверстия дефлектора;

10 - отверстия пусковой трубы.

Пусковая установка для авиационных ракет включает в себя корпус 1 с силовым набором, внутри которого смонтированы закрепленные в торцевых дисках корпуса 1 направляющие пусковые трубы 4 для ракет 8, затворы для фиксации ракет (на чертежах не показаны) и электрическую систему 3 для подачи пусковых импульсов. На корпусе 1 установлен узел 2 подвески к летательному аппарату. На переднем торцевом диске корпуса 1 закреплен промежуточный обтекатель 7, имеющий оживальную форму с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.

Выходные концы направляющих пусковых труб 4 выполнены перфорированными, причем отверстия 10 размещены диаметрально расположенными и выполнены с диаметром 20 мм.

Над пакетом выступающих концов направляющих пусковых труб 4 установлен дефлектор 5 газовых струй, выполненный в виде перфорированной цилиндрической обечайки, которая выполнена с радиусом, соответствующим радиусу корпуса 1, причем ее отверстия 9 расположены в шахматном порядке и выполнены с диаметром 20 мм.

Промежуточный обтекатель 7 имеет пять отверстий для фиксации направляющих пусковых труб 4. Цилиндрическая часть промежуточного обтекателя 7 заменяет обшивку передней части корпуса 1 и составляет 1/3 ее длины. Дефлектор 5 крепится к обтекателю 7 пятью кронштейнами 6.

Приведенный выше вариант конкретного выполнения по изобретению не является единственно возможным. Допускаются различные модификации и улучшения, не выходящие за пределы области действия изобретения, определенного прилагаемой формулой.

Пусковая установка для авиационных ракет работает следующим образом.

ПУ подвешивается на одиночные балочные держатели вертолета и заряжается пятью НАР, что может обеспечить поражение живой силы и техники, наземного или надводного базирования. Пуск НАР производится как одиночными залпами, так и серией.

После пуска ракеты горячий газ ее факела, находящийся в пусковой трубе 2 под давлением, стравливается в атмосферу через отверстия 10, отдавая при этом значительную часть своей энергии. При выходе ракеты из пусковой трубы, содержащей перфорацию, давление, накопившееся в ней, сбрасывается плавно без ударной волны, уменьшая температуру газа, а также отдачу. Скопившийся на промежуточном обтекателе 7 газ, распространяющийся поперек продольной оси ПУ, в том числе и в сторону воздухозаборника двигательной установки вертолета, задерживается дефлектором 5 и вытекает из-под него вместе с набегающим потоком воздуха через конусообразную щель в направлении хвостовой части ПУ, минуя воздухозаборники.

Предложенные в техническом решении конструктивные изменения опробованы на опытном образце.

Испытания проводились в наземных условиях на макете вертолета Ми-28 в вариантах:

- штатной ПУ (Б8В20-А, как базовый);

- опытный образец ПУ с заменой штатных труб на перфорированные;

- опытный образец ПУ с дополнительно установленным перфорированным дефлектором газовых струй.

В итоге: по результатам испытаний опытного образца ПУ, содержащего реализованные отличительные признаки предлагаемой полезной модели, имеет место значительное снижение температуры воздуха на входе в воздухозаборники вертолета при пусках ракет: со 127,7° при первом варианте испытаний, до 76° - при втором и до 42° - при третьем.

Перфорированный дефлектор газовых струй (цилиндрическая обечайка) совместно с перфорацией направляющих пусковых труб обеспечивает наименьшие температурные воздействия в зоне воздухозаборника по сравнению с другими компоновками, а наличие обтекателя оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки обеспечивает плавное обтекание ПУ спутной струей факела с минимальным разворотом в сторону воздухозаборника. Кроме того, было установлено, что отраженные струи факела ракеты имеют значительные размеры, но их плотность меньше, чем в других компоновках. Зона догорания раздроблена струями из перфорации и дефлектором газовых струй, причем раздробленные струйки потока горячего газа незначительной плотности имеют малую дальность в направлении воздухозаборника двигательной установки вертолета.

1. Пусковая установка для авиационных ракет, включающая корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, установленные в торцевые диски, узел подвески к летательному аппарату и электросистему для подачи пусковых импульсов, отличающаяся тем, что снабжена защитным дефлектором, соединенным с промежуточным обтекателем и выполненным с возможностью полного охвата выступающих из корпуса пусковых труб.

2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса.

3. Установка по п.1, отличающаяся тем, что на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб выполнена сквозная перфорация.

4. Установка по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный обтекатель выполнен оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к оборудованию летательных аппаратов. В первом варианте способ сброса полезной нагрузки заключается в установке вдоль фюзеляжа транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки и направляющими с образованием пневмокамеры в передней части полости, в которую подают струи газа из источника высокого давления, а после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа.

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.

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.

Изобретение относится к корабельным загрузочным устройствам и может быть использовано для загрузки транспортно-пускового контейнера (ТПК) в многоместную шахтную пусковую установку (ПУ) корабля.

Линемёт // 2481231
Изобретение относится к спасательным средствам на воде, а именно к линеметательным устройствам. .

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, а также существующих (инфракрасных, дипольно-отражательных) и перспективных пассивных помех в виде помеховых патронов из кассетных стационарных и подвесных держателей, расположенных на летательном аппарате.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета ракет различного назначения (космических, межконтинентальных, геофизических).

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, используемых на летательном аппарате.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования баллистических ракет из самолета. .
Изобретение относится к способам воздушного старта баллистических ракет, выводящих на орбиту полезные грузы. .

Изобретение относится к области авиационного вооружения и касается многоствольных пусковых установок (ПУ) для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата (ЛА). ПУ представляет собой блочно-модульную конструкцию, включающую узлы подвески к ЛА, электросистему для подачи пусковых импульсов и автономные легкосъемные модульные блоки. Модульные блоки выполнены с возможностью модульного наращивания. Каждый из модульных блоков содержит корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, затвор для их удержания, электросхему для передачи пусковых импульсов с легкоразъемными электрическими соединителями и средства позицирования и фиксации модульных блоков между собой. Достигается быстрая компоновка блочно-модульной конструкции многоствольной ПУ. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 2 табл., 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках ракет-носителей (РН) с самолета. Вытягивают РН с платформой из грузовой кабины вытяжной парашютной системой (ВПС), разворачивают РН с платформой с помощью ВПС в канале тангажа, вводят в действие подъемно-стабилизирующий парашют (ПСП) после выхода РН с платформой из самолета, обеспечивают доворот и стабилизацию РН в канале тангажа на угле атаки, близком к траекторному углу старта, отстреливают половину звеньев крепления с одного бока ПСП к платформе, отделяют и уводят платформу от РН с помощью ВПС, стабилизируют и запускают двигатели РН с помощью органов управления. Изобретение позволяет предотвратить потерю высоты РН после выхода из самолета, стабилизировать положение топлива в баках РН на момент запуска, удалять на безопасное расстояние РН с платформой от самолета. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к многоствольным пусковым установкам типа «Блок», и предназначено для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата. Установка включает цилиндрический корпус 1, передний и задний обтекатели 2, 3, пусковые трубы 6, установленные параллельно им газоотводные трубки 7 (по одной на каждую пусковую трубу) и одноразовую композитную перегородку 11. Хвостовая часть каждой трубки 7 размещена перед соответствующим сегментным пазом 15. Паз 15 расположен на затворе и выполнен с возможностью разворота реактивной струи ракеты на 180° и подачи ее в газоотводную трубку 7 с последующим направлением реактивной струи на соответствующую часть теплозащитной перегородки 11. Указанная конструкция обеспечивает предварительное разрушение теплозащитной перегородки, расположенной перед ракетами, что позволяет сохранить оптику, расположенную в головной части ракет. Таким образом, обеспечивается возможность пуска ракет, имеющих встроенные в головной части оптические, электронные и лазерные приборы. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх