Ракета в транспортно-пусковом контейнере

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках. Ракета (1) расположена в ТПК (2), имеющем цилиндрическую (3) и коническую (4) части направляющей поверхности. Опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с углом конуса, обеспечивающим максимальной длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК. Достигается снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения внутреннего диаметра ТПК. 2 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках (ПУ).

Широко известны ПУ для старта ракет. При старте ракеты "Томагавк" из торпедных аппаратов подводных лодок (Родионов Б.И., Новичков Н.Н. "Крылатые ракеты в морском бою", Воениздат, 1987, стр.16-18) ТПК используется в качестве направляющего аппарата ПУ для старта ракеты.

Известна также ПУ для надводных кораблей (Анисимов В.Д. "Новое поколение корабельных пусковых установок". Зарубежное военное обозрение №9, 1999, стр.45-48). ТПК для минометного старта состоит из двух цилиндрических оболочек, вложенных одна в другую, причем внутренняя используется для хранения и старта ракеты.

Известен ТПК крылатой ракеты "Томагавк", предназначенный для размещения и запуска ракеты из вертикальных ПУ подводной лодки (Судостроение за рубежом №7, 1986, стр.48-51. "Пусковая установка вертикального запуска КР "Томагавк" на АПЛ "Лос-Анджелес"). ТПК выполнен в виде стального цилиндра. Внутренняя цилиндрическая поверхность ТПК является направляющей для опорных площадок ракеты при старте.

Известны модульные многоместные корабельные ПУ вертикального пуска (RU 2213925, RU 2393409), в которых внутренняя поверхность ТПК выполнена в виде цилиндрической оболочки.

Известна "Крылатая ракета в транспортно-пусковом контейнере" по патенту RU 2215981, в которой вдоль поверхности фюзеляжа закреплены опорные накладки, контактирующие с внутренней поверхностью ТПК.

При старте ракеты с рядом опорных поясов по мере их выхода из ТПК, внутренняя поверхность которого выполнена в виде цилиндрической оболочки, происходит сброс реакций в этих опорных поясах, вызывающий повышенное динамическое нагружение последующих опор и ракеты в целом.

Наиболее близкой по совокупности признаков с заявленным изобретением является "Пусковая установка для ракет многопоясного опирания" по патенту RU 2494334, которая и выбрана в качестве ближайшего аналога-прототипа. Эта ПУ содержит ТПК с направляющей цилиндрической поверхностью и раструбом в передней части, по которым происходит скольжение опорных элементов ракеты при старте. Недостатком этой конструкции является многократное ударное нагружение ракеты при сходе каждого опорного пояса ракеты с направляющей поверхности ТПК.

Цель предлагаемого изобретения - снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения заданного внутреннего диаметра ТПК.

Указанная цель достигается тем, что при старте ракеты из ТПК, передняя часть направляющей поверхности которого выполнена в виде раструба, опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с передним диаметром, равным внутреннему диаметру соответствующего сечения ТПК в исходном положении ракеты, и углом конуса, обеспечивающим максимальную длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью раструба ТПК в процессе старта. Потребная величина угла конуса опорной поверхности ракеты определяется расчетным путем с учетом упругих характеристик ракеты и ТПК, зазоров в опорных поясах ракеты, расположенной в ТПК, для условий внешнего нагружения ракеты при старте и параметров продольного движения ракеты в ТПК, вызывающих максимальные нагрузки на ракету при старте.

Отсутствие выступающих элементов стартовых опор на передней части маршевой ступени приведет к уменьшению ее аэродинамического сопротивления в полете.

На фиг.1 изображен общий вид расположения ракеты в ТПК в исходном положении, т.е. до начала движения ракеты. На фиг.2 - положение ракеты в ТПК в момент максимальной длины контакта конической опорной поверхности ракеты с конической частью направляющей поверхности ТПК.

Ракета (1) расположена в ТПК (2), имеющем цилиндрическую (3) и коническую (4) части направляющей поверхности. Опорная поверхность передней части маршевой ступени (5) ракеты выполнена в виде короткого цилиндрического участка (6), переходящего в конус (7). Устройство работает следующим образом: на начальном этапе движения ракеты в ТПК с цилиндрической частью (3) направляющей поверхности ТПК маршевая ступень ракеты контактирует только цилиндрическим участком (6) опорной поверхности. При переходе цилиндрического участка (6) опорной поверхности ракеты с цилиндрической направляющей поверхности (3) на коническую (4) происходит как бы постепенный уход направляющей поверхности (4) от опорной поверхности (6) ракеты. При этом происходит постепенное снятие реакции в опорной поверхности (6) и нарастание реакции в опорной поверхности (7) ракеты. Однако ввиду конической формы опорной поверхности (7) ракеты возникает аналогичный эффект ухода контактирующей части опорной поверхности (7) от направляющей поверхности (3) ТПК, приводящий к снижению максимальной реакции в опорной поверхности (7). В процессе последующего продольного движения ракеты в ТПК из-за упругих свойств ракеты и наличия зазоров между опорами ракеты и направляющей поверхностью ТПК возникает контакт опорной поверхности (7) ракеты с коническим участком направляющей поверхности (4) ТПК. При этом реализуется двойной эффект ухода опорной поверхности (7) ракеты от направляющей поверхности (4) ТПК, снижающий рост реакции в опорной поверхности (7) ракеты. В тоже время увеличивается площадь контакта опорной поверхности (7) ракеты, что приводит к снижению напряжений в зоне контакта этой поверхности. Последующее продольное движение ракеты в ТПК вызывает нагружение следующего опорного пояса (8) ракеты, что приводит к плавному снижению реакции в опорной поверхности (7) до нуля. Такой характер контакта опорной поверхности (7) ракеты приведет к снижению максимальной реакции в этой опоре на 20÷30%, т.к. часть работы внешней нагрузки будет затрачиваться на дополнительный поворот ракеты относительно ТПК. При этом нагрузка на опорную поверхность (7) будет распределяться на большей площади, чем при сосредоточенных опорных поясах. Наличие раструба в передней части ТПК также приведет к снижению максимальной нагрузки в опоре (8) и опоре (9), расположенной на стартовой ступени ракеты, и соответственно на ракету в целом при старте.

В других случаях эксплуатации ракеты в ТПК - транспортирование, внешнее ударное воздействие на пусковую установку - нагружение ракеты со стороны ТПК будет происходить в зоне цилиндрического участка (6) опорной поверхности, который подкрепляется шпангоутом для восприятия соответствующих нагрузок.

При тандемной схеме деления ступеней ракеты опорные поверхности 6 и (7) будут находиться на маршевой ступени (5), что приведет к уменьшению ее аэродинамического сопротивления в полете из-за отсутствия выступающих элементов стартовых опор, а также позволит увеличить внутренние объемы маршевой ступени для возможности размещения оборудования и дополнительного запаса топлива.

Ракета в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) с конической направляющей поверхностью его передней части, имеющая ряд поясов стартовых опор, отличающаяся тем, что опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с передним диаметром, равным внутреннему диаметру соответствующего сечения ТПК в исходном положении ракеты, и углом конуса, обеспечивающим максимальную длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК в процессе старта.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к военной технике. При способе испытания летательных аппаратов (ЛА) перед пуском ЛА рассчитывают и вводят в наземную аппаратуру телеметрической системы регистрации координаты положения антенны наземного приемного пункта (НПП).

Ракета // 2548957
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетах класса «воздух-воздух». Ракета содержит корпус в виде соединенных разделяемых стыковочным узлом с разрывным пиротехническим креплением последовательно расположенных герметичного головного отсека с головкой самонаведения, инерциальной системой управления, боевым снаряжением, системой активной теплозащиты и автономной жидкостной или на пастообразном топливе двигательной установкой, содержащей топливо с окислителем и набором ЖРД с продольным соплом, четырьмя ЖРД с поперечными соплами и четырьмя ЖРД для создания моментов вращения головного отсека, и двигательного отсека с аэродинамическими рулями, рулевыми приводами, двухимпульсной твердотопливной двигательной установкой, блоком определения момента запуска второго импульса, блока поправок.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета содержит корпус, аэродинамические крылья и рули, гаргрот, размещенный вдоль корпуса в развале рулей и крыльев.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в крылатых ракетах. Вращающаяся двухступенчатая крылатая ракета (КР) с пятью степенями свободы пространственного движения содержит корпус, стабилизированный по шестой степени свободы вращением, в виде фигуры вращения с крыльями, рулями и активной аэродинамической насадкой, одноканальную систему управления, рулевой привод, отделяемый стартовый ускоритель с аксиальным турбореактивным двигателем с газодинамической насадкой, маршевую ступень с n-канальной системой формирования подъемной силы в режиме вращения и малогабаритным одноразовым турбореактивным двигателем со складывающимся воздухозаборником, головку самонаведения.

Изобретение относится к ракетному вооружению, в частности к области малогабаритных управляемых снарядов. Управляемый снаряд выполнен по аэродинамической схеме «утка».

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в управляемых ракетах. Управляемая ракета (УР) содержит последовательно телескопически соединенные радиальными винтами с гайками и коническими головками отсеки из цилиндрических тонкостенных оболочек, маршевый двигатель, боевую часть.

Изобретение относится к боеприпасам, в частности к блокам системы управления для реактивных снарядов. Блок системы управления реактивного снаряда содержит корпус с оживальной частью, раскладывающиеся в полете аэродинамические рули с приводами и блоком управления, смонтированные на оживальной части.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном вооружении. Управляемая ракета содержит головной отсек, присоединенный к другому отсеку винтами и элементом крепления в виде кольца прямоугольного сечения с дугообразными зацепами с внутренней цилиндрической поверхности и выступами на торцевой поверхности.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным частям со стабилизатором реактивных снарядов. Ракетная часть со стабилизатором реактивного снаряда содержит корпус с многосопловым блоком и раскрывающийся стабилизатор с лопастями.

Изобретение относится к оборонной технике, а именно к устройству управления захватом цели и пуском ракеты переносного зенитного комплекса с оптической головкой самонаведения (ОГС).

Изобретение относится к корабельным пусковым установкам и может быть использовано при создании ракетного вооружения надводных кораблей. Пусковая установка содержит выполненное с возможностью закрепления на палубе корабля основание с ячейками для установки транспортно-пусковых контейнеров.

Изобретение относится к системе доставки различных видов полезной нагрузки в верхние слои атмосферы и выше. Система пуска ракет (1) включает трубчатую тележку пуска ракет (2) с фрикционными приводами кабельного/тросового пути (26), перемещаемую ниже двухосевого шарнира (63), прикрепленного к земле, поднимаемую в коаксиальную переносную трубу (124, 143), ведущую к трем основным привязным кабелям/тросам (27), вес которых компенсируется аэростатами (164).
Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в гранатометах. Система управления гранатометом содержит лазерный дальномер, процессор или блок памяти, гранату с таймером, запрограммированным на взрыв по истечении времени самоликвидации и с введённой разницей между временем самоликвидации и временем взрыва, транзистор, управляющий взрывателем.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу, имеющую передний и задний торцы, отражатель, закрепленный шарнирно на заднем торце проточной пусковой трубы, и приводной механизм отражателя.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу с передним и задним торцами, газоотражатель, расположенный у заднего торца проточной пусковой трубы и связанный с ней.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоствольных пусковых установках (ПУ). Огнестойкая крышка многоствольной ПУ из прессованного стеклопластика с плоскими слоями, закрепленная на переднем торце пусковой трубы с помощью стопорного устройства, содержит наружную поверхность с коническими и радиусными поверхностями, огнезащитным покрытием с эпоксидной композицией из смолы эпоксидной, стеклянного порошка «аэросил», углерода технического, отвердителя-полиэтиленполиамина, нарезанных асбестовых волокон и с частичной пропиткой краев перерезанных слоев стеклопластика в зависимости от глубины пропитки, толщины одного слоя и эпоксидной композиции.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках преимущественно подводных лодок.

Изобретение относится к пусковым установкам (ПУ) для транспортирования и минометного старта ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК). ПУ содержит основание, закрепленное на самоходном шасси или полуприцепе, стрелу, шарнирно установленную на основании и снабженную кареткой с жестко закрепленными на ней штангами с торцевыми упорами и установленными с возможностью продольного перемещения в жестко закрепленных на стреле опорах. Стрела оборудована механизмом крепления каретки и механизмом крепления стрелы к основанию в вертикальном положении. На стреле неподвижно установлены направляющие. ТПК установлен с возможностью продольного перемещения по штангам и направляющим. Корпус гидроцилиндра подъема шарнирно закреплен на основании, а шток шарнирно закреплен на каретке. При вертикальном положении стрелы гидроцилиндр подъема параллелен плоскости, образованной штангами и направляющими. При закреплении стрелы с основанием и раскреплении каретки от стрелы с помощью имеющихся механизмов крепления опускание ТПК на грунт или подъем ТПК с грунта производится втягиванием или выдвижением штока гидроцилиндра подъема соответственно. Техническим результатом изобретения является снижение массы, упрощение конструкции и повышение надежности работы ПУ. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах, размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках. Ракета расположена в ТПК, имеющем цилиндрическую и коническую части направляющей поверхности. Опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с углом конуса, обеспечивающим максимальной длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК. Достигается снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения внутреннего диаметра ТПК. 2 ил.

Наверх