Ракетная пусковая установка



Ракетная пусковая установка
Ракетная пусковая установка
Ракетная пусковая установка

 


Владельцы патента RU 2529043:

Байсиев Хаджи-Мурат Хасанович (RU)

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 области ракетной техники и может быть использовано для активного воздействия на облака с целью предотвращения градобитий и вызывания осадков.

Известны различные конструкции ракетных пусковых установок с ручным управлением для воздействия на атмосферные процессы, содержащие основание, стойку, размещенный на стойке с возможностью вращения вокруг оси вертлюг, установленную на вертлюге платформу (люльку) с направляющими для размещения ракет, приводы наведения ракетной пусковой установки по углу возвышения и азимуту, оснащенные стопорными устройствами для фиксации ракетной пусковой установки по углам наведения (Бибилашвили Н.Ш., Бурцев И.И., Серегин Ю.А. Руководство по организации и проведению противоградовых работ. - Л.: Гидрометеоиздат, 2381, с.40-46; М.Т. Абшаев, Б.А. Клигер. Методические указания по применению противоградового комплекса «Кристалл» для активных воздействий на гидрометеорологические процессы. - Л.: Гидрометеоиздат, 2389, c.6-12).

К недостаткам известных ракетных пусковых установок можно отнести низкую их эффективность, что обусловлено тем, что пусковые установки данного типа морально устарели и не могут быть оперативно перестроены для запуска других - более эффективных типов ракет.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является ракетная пусковая установка, содержащая основание, стойку, размещенное на стойке с возможностью вращения вокруг оси опорно-поворотное устройство, установленную на опорно-поворотном устройстве качающуюся платформу с направляющими для размещения ракет, приводы наведения ракетной пусковой установки по углу возвышения и азимуту, оснащенные стопорными устройствами для фиксации ракетной пусковой установки по углам наведения, а также блоки индикации углов азимута и углов возвышения, при этом блок индикации углов азимута содержит стрелочный указатель, прикрепленный к опорно-поворотному устройству в нижней ее части, и размещенный под стрелочным указателем на неподвижном основании стойки лимб, а блок индикации углов возвышения размещен в верхней части опорно-поворотного устройства, содержит стрелочный указатель, прикрепленный на выходе к оси качающейся платформы, и неподвижный лимб, прикрепленный к боковине опорно-поворотного устройства (Патент РФ №2299556, МПК А01G 15/00, А42В 12/00, опубл. 27.05.2007). ПРОТОТИП.

Известная пусковая установка с названием «Элия-МР» (шифр СПЗ-12) входит в состав комплекса для воздействия на облака. Пусковая установка выполнена универсальной, со сменными пакетами многоярусных направляющих для противоградовых ракет различных калибров и типов. Пакеты направляющих унифицированы по габаритам, креплению к платформе для их размещения.

Основным недостатком известной ракетной пусковой установки является отсутствие в ней системы контроля установки углов азимута и возвышения и времени пуска ракет при стрельбах по облакам в соответствии с регламентом, установленным Инструкцией. В результате указанных недостатков существенно снижается эффективность воздействия на облака и исключается возможность учета фактически израсходованных боеприпасов по назначению на ПВ.

С учетом указанных недостатков техническим результатом от использования заявленного технического решения является ракетная пусковая установка, снабженная системой видеоконтроля, обеспечивающей возможность в масштабе реального времени контролировать углы наведения, звук, точную дату и время пуска ракет при стрельбе по облакам.

Технический результат достигается тем, что в известной ракетной пусковой установке, содержащей основание, стойку, размещенное на стойке с возможностью вращения вокруг оси опорно-поворотное устройство, установленную на опорно-поворотном устройстве качающуюся платформу с направляющими для размещения ракет, приводы наведения ракетной пусковой установки по углу возвышения и азимуту, оснащенные стопорными устройствами для фиксации ракетной пусковой установки по углам наведения, а также при этом блок индикации углов азимута содержит стрелочный указатель, прикрепленный к опорно-поворотному устройству в нижней ее части, и размещенный под стрелочным указателем на неподвижном основании стойки лимб, а блок индикации углов возвышения размещен в верхней части опорно-поворотного устройства, содержит стрелочный указатель, прикрепленный на выходе к оси качающейся платформы, и неподвижный лимб, прикрепленный к боковине опорно-поворотного устройства, ракетная пусковая установка содержит систему видеоконтроля, состоящую из двух автономных видеоустройств, каждое из которых размещено в герметичном, пылевлагозащищенном отсеке (корпусе), снабжено соответствующей подсветкой, при этом первое видеоустройство прикреплено к подвижному опорно-поворотному устройству в нижней ее части, размещено над подвижным стрелочным указателем блока индикации углов азимута и направлено вниз, а второе видеоустройство размещено в верхней части опорно-поворотного устройства горизонтально и направлено в сторону подвижного стрелочного указателя блока индикации углов возвышения.

Технический результат достигается тем, что в ракетной пусковой установке в качестве видеоустройства используется автономно действующий видеорегистратор, позволяющий регистрировать в масштабе реального времени на карту памяти видео, звук, точную дату и время пуска ракет, либо дистанционная видеокамера, обеспечивающая в масштабе реального времени передачу по каналам коммуникационной связи видео- и аудиоинформации на удаленный терминал (монитор) командного пункта управления стрельбами.

Технический результат достигается также и тем, что при дистанционном управлении система видеоконтроля через кабельную сеть (либо радиоканал) подключена через соответствующий адаптер к пульту управления пусками ракет на пункте воздействия.

На рисунке (Фиг.1) представлен общий вид ракетной пусковой установки в двух проекциях. На рисунках (Фиг.2 и Фиг.3) представлены, соответственно, блок индикации углов азимута и блок индикации углов возвышения, снабженные системой видеоконтроля.

Ракетная пусковая установка (Фиг.1) содержит основание 1, выполненное в виде крестовины с регулируемыми опорами, стойку 2, на которой размещено с возможностью вращения вокруг оси опорно-поворотное устройство 3. В верхней части опорно-поворотного устройства 3 размещена качающаяся на оси 4 платформа 5 (люлька), снабженная направляющими 6 для размещения ракет. Ракетная пусковая установка содержит ручной привод для наведения ракетной пусковой установки по углу возвышения, который выполнен в виде рукоятки 7, прикрепленной к оси 4 качающейся платформы 5. Для фиксации ракетной пусковой установки по углу возвышения используется стопорное устройство, которое выполнено в виде двух фрикционных дисков 8, расположенных с двух сторон дугообразных направляющих 9, между которыми образован дугообразный канал 10. По оси фрикционных дисков 8 размещен фиксирующий палец 11, который с одной стороны жестко прикреплен к боковине качающейся платформы 5, а с другой стороны соединен с кулачковым зажимом, снабженным рукояткой 12. В нижней части опорно-поворотного устройства 3 размещено стопорное устройство для фиксации ракетной пусковой установки по углам азимута, которая содержит жестко прикрепленное к основанию 1 зубчатое колесо 13 и сопряженную с ним профильную зубчатую колодку (на рисунке колодка не показана). Профильная зубчатая колодка размещена в корпусе 14 и содержит ручной привод, который выполнен в виде вращаемой вокруг оси вертикальной стойки 15. Стойка 15 снабжена рукояткой 16. При повороте рукоятки 16 в одну сторону зубчатая колодка выходит из зацепления с зубчатым колесом 13, а при повороте в другую сторону зубчатая колодка входит в зацепление с зубчатым колесом 13 и фиксирует пусковую установку по установленному азимуту.

Ракетная пусковая установка содержит блоки индикации углов азимута и углов возвышения. Блок индикации углов азимута (Фиг.2) содержит стрелочный указатель 17, который прикреплен к подвижному опорно-поворотному устройству 3 в нижней ее части, и лимб 18, размещенный под стрелочным указателем 17 на поверхности неподвижного основания 1.

Блок индикации углов возвышения (Фиг.1 и Фиг.3) размещен в верхней части опорно-поворотного устройства 3, содержит стрелочный указатель 18, прикрепленный на выходе к оси 4 качающейся платформы 3 и неподвижный лимб 19, который прикреплен к боковине 20 опорно-поворотного устройства 3.

Ракетная пусковая установка содержит систему видеоконтроля, которая состоит из двух автономных видеоустройств, каждый из которых размещен в герметичном, пылевлагозащищенном отсеке (корпусе), снабжен соответствующей подсветкой. С целью исключения несанкционированного доступа к видеоинформации каждый отсек (корпус) содержит специальный замок (на рисунках не показан), ключи от которого находятся только у руководителя воздействия на командном пункте. Первое видеоустройство 21 (рисунки на Фиг.1 и Фиг.2) прикреплено к подвижному опорно-поворотному устройству 3 в нижней ее части, размещено над подвижным стрелочным указателем 17 блока индикации углов азимута и направлено вниз, а второе видеоустройство 22 (Фиг.1 и Фиг.3) размещено в верхней части опорно-поворотного устройства 3, причем оно размещено горизонтально и направлено в сторону подвижного стрелочного указателя 18 блока индикации углов возвышения. Видеоустройство 22 прикреплено с помощью кронштейна 23 к рукоятке 7 ручного привода таким образом, что при вращении рукоятки 7 объектив видеоустройства 22 всегда направлен в сторону стрелочного указателя 18 и лимба 19. При достаточно хорошем обзоре, видеоустройство 22 может быть прикреплено аналогичным способом к боковине 20 опорно-поворотного устройства 3.

В качестве видеоустройства могут быть использованы автономно действующий видеорегистратор, позволяющий регистрировать в масштабе реального времени на карту памяти видео, звук, точную дату и время пуска ракет, либо дистанционная видеокамера, обеспечивающая в масштабе реального времени передачу по каналам коммуникационной связи видео- и аудиоинформации на удаленный терминал (монитор) командного пункта управления стрельбами. Существующие видеорегистраторы могут работать в автономном режиме от встроенного перезаряжаемого аккумулятора или от электросети. Время работы без подзарядки около 2-х часов при непрерывной записи и около 250 часов - при работе по детектору звука или детектору движения. При подключении к электросети устройство может работать бесконечно долго. Просмотр и копирование записанных роликов можно производить через ЮСБ шнур в компьютер или ноутбук. Такие устройства совместимы со всеми существующими операционными системами.

При дистанционном управлении система видеоконтроля может подключаться через кабельную сеть (либо радиоканал) и соответствующий адаптер к пульту управления пусками ракет на пункте воздействия. Это в значительной степени упрощает управление системой видеоконтроля, поскольку, с включением пульта управления, видеосистема автоматически включается в режим работы и отслеживает углы наведения пусковой установки по азимуту и углу возвышения.

Ракетная пусковая установка работает следующим образом.

После зарядки пусковой установки ракетами боец с помощью ручного привода 7 устанавливает необходимый угол возвышения, ориентируясь при этом на показания стрелочного указателя 18. Данное положение фиксируется с помощью рукоятки 12 стопорного устройства угла возвышения. Затем поворотом опорно-поворотного устройства 3 вокруг стойки 2 боец по стрелочному указателю 17 и лимбу 18 выставляет нужный азимут и фиксируется это положение прижатием профильной зубчатой колодки к зубчатому колесу 13 с помощью рукоятки 16. После установки и фиксирования углов наведения по углу возвышения и азимуту пусковая установка готова к стрельбе. Боец после завершения подготовительных работ к воздействию покидает площадку, где размещена пусковая установка, и уходит в укрытие либо в помещение пультовой. Далее, для произведения пусков ракет, командир группы воздействия включает пульт управления стрельбами. При этом автоматически включается система видеоконтроля, регистрирующая в масштабе реального времени на карту памяти угловые координаты стрельб, звук, точную дату и время пуска ракет. При использовании в системе контроля дистанционно управляемых видеокамер и видеорегистраторов видео- и аудиоинформация в масштабе реального времени передается по каналам коммуникационной связи на удаленный терминал (монитор) командного пункта управления стрельбами и фиксируется в электронном журнале. При использовании же автономно работающих видеорегистраторов информация накапливается на карту памяти. Данная информация может быть изъята для анализа только руководителем воздействия и не должна быть доступной для других лиц.

Таким образом, предложенная конструкция ракетной пусковой установки с ручным наведением, снабженная системой видеоконтроля, обеспечивает возможность в масштабе реального времени контролировать углы наведения, звук, точную дату и время пуска ракет при стрельбе по облакам. Это позволяет, в свою очередь, вести учет фактически израсходованных боеприпасов по назначению, производить хронометраж и анализ действия бойцов на пункте воздействия и таким образом контролировать выполнение требований, предусмотренных технологией воздействия на облака в соответствии с регламентом, установленным Инструкцией.

1. Ракетная пусковая установка, содержащая основание, стойку, размещенное на стойке с возможностью вращения вокруг оси опорно-поворотное устройство, установленную на опорно-поворотном устройстве качающуюся платформу с направляющими для размещения ракет, приводы наведения ракетной пусковой установки по углу возвышения и азимуту, оснащенные стопорными устройствами для фиксации ракетной пусковой установки по углам наведения, а также блоки индикации углов азимута и углов возвышения, при этом блок индикации углов азимута содержит стрелочный указатель, прикрепленный к опорно-поворотному устройству в нижней его части, и размещенный под стрелочным указателем на неподвижном основании стойки лимб, а блок индикации углов возвышения размещен в верхней части опорно-поворотного устройства, содержит стрелочный указатель, прикрепленный на выходе к оси качающейся платформы, и неподвижный лимб, прикрепленный к боковине опорно-поворотного устройства, отличающаяся тем, что ракетная пусковая установка (ПУ) содержит систему видеоконтроля, состоящую из двух автономных видеоустройств, каждое из которых размещено в герметичном, пылевлагозащищенном отсеке (корпусе), снабжено соответствующей подсветкой, при этом первое видеоустройство прикреплено к подвижному опорно-поворотному устройству в нижней его части, размещено над подвижным стрелочным указателем блока индикации углов азимута и направлено вниз, а второе видеоустройство размещено в верхней части опорно-поворотного устройства горизонтально и направлено в сторону подвижного стрелочного указателя блока индикации углов возвышения.

2. Ракетная пусковая установка по п.1, отличающаяся тем, что в качестве видеоустройства используется автономно действующий видеорегистратор, позволяющий регистрировать в масштабе реального времени на карту памяти видео, звук, точную дату и время пуска ракет, либо дистанционная видеокамера, обеспечивающая в масштабе реального времени передачу по каналам коммуникационной связи видео- и аудиоинформации на удаленный терминал (монитор) командного пункта управления стрельбами.

3. Ракетная пусковая установка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что при дистанционном управлении система видеоконтроля через кабельную сеть (либо радиоканал) подключена через соответствующий адаптер к пульту управления пусками ракет на пункте воздействия.



 

Похожие патенты:

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 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 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 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 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 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 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.

Предлагаемое изобретение относится к заряжающим устройствам орудий, используемых на транспортных средствах, и может быть использовано преимущественно в транспортно-заряжающих машинах реактивных систем залпового огня и зенитных ракетных комплексов. Устройство для заряжания и разряжания ракеты содержит траверсу, имеющую узел соединения с подъемным механизмом и снабженную элементами фиксации контейнера. Направляющие бугелей контейнера расположены на траверсе. Устройство имеет для стыковки с направляющими бугелей боевой машины узел стыковки, выполненный в виде двух вилок со стопорами, расположенными по обе стороны траверсы в горизонтальной плоскости. Узел стыковки снабжен отжимателем стопоров бугелей контейнера. Достигается исключение деформации направляющих бугелей и упрощение операции извлечения контейнера из боевой машины после пуска ракеты. 2 ил.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя, отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, размещенного на пусковой установке (ПУ), отделяют поддон от макета, запускают двигатель после выхода из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, уводят макет от ПУ в заданную зону падения. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макета от стартовой позиции.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя первой ступени, жестко фиксируют органы управления в нулевом положении, устанавливают неподвижно механические упоры, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, запускают двигатель после выхода макета из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, отделяют поддон от макета, расфиксируют органы управления штоками рулевых машин с помощью постоянного электрического сигнала заданной полярности, отклоняют и удерживают органы управления до установленных механических упоров с помощью рулевых машин, уводят макет от пусковой установки в заданную зону падения. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макеты от стартовой позиции.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Бортовое командное устройство содержит источник питания, электрически связанный с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени, рулевыми машинами через переключатели с нормально разомкнутыми контактами, переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, блок временной задержки запуска двигателя относительно момента срабатывания датчика выхода, две параллельные цепи с инвертором для подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности. Изобретение позволяет исключить использование системы управления для обеспечения старта и увода макеты от стартовой позиции. 2 ил.

Изобретение относится к проектированию ракет, стартующих с подводных лодок, надводных кораблей и наземных носителей. На ракете, имеющей верхний пояс герметизации относительно пусковой установки, установлен нижний пояс герметизации. В кольцевой зазор между корпусами ракеты и пусковой установки в боковом направлении и между поясами герметизации производится предстартовый наддув до уровня гидростатического давления на глубине старта системой наддува, размещаемой в подракетном пространстве и соединенной с кольцевым зазором трубопроводами. Система наддува выполнена в виде баллонов высокого давления и оснащена клапаном отсечки после предстартового наддува и клапаном полного опорожнения после выхода ракеты из пускового устройства. Достигается возможность старта с подводной лодки не только из-под воды, но и с надводного положения, а также с надводного корабля. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх