Пусковая установка для авиационных ракет



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

 


Владельцы патента RU 2572026:

Акционерное общество "Авиаагрегат" (RU)

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.

 

Изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к многоствольным пусковым установкам типа «Блок» для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата.

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 для пуска авиационных ракет (далее - ПУ), включающие цилиндрический корпус с поперечным силовым набором и внешними узлами подвески к самолету, комплект пусковых труб для неуправляемых авиационных ракет (далее - НАР), закрепленных в торцевых дисках, обтекатели, электросистему для подачи пусковых импульсов на ракеты, затвор для фиксации ракет в ПУ.

Наиболее близкой к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому при использовании изобретения техническому результату является описанная в указанном источнике (см. стр. 266-267) пусковая установка (блок орудий Б13Л) для авиационных ракет, включающая силовой цилиндрический корпус с поперечным внутренним набором и торцевыми дисками, внешними узлами подвески к самолету, обтекатели, причем передний обтекатель снабжен теплозащитными прокладками (одноразовой теплозащитной перегородкой), установленными(ой) между передним обтекателем и пусковыми трубами для защиты ракет от аэродинамического нагрева и разрушаемой, при пуске, головной частью ракеты), электросистему для подачи пусковых импульсов, комплект пусковых труб для размещения ракет и затвор для их фиксации.

Основным недостатком известной ПУ является невозможность пуска ракет, имеющих встроенные оптические приборы, фотоприемники в носовой части ракеты, например: корректируемые или самонаводящиеся ракеты в связи со значительными ударными нагрузками, действующими на носовую часть ракеты при ее прохождении через одноразовую теплозащитную перегородку при старте. Перегородка должна быть прочной и выдерживать скоростной напор воздуха в полете летательного аппарата, а также газовой струи от соседней стартующей ракеты. Данное обстоятельство лишает ракету гарантии в сохранности оптики при пробитии ею теплозащитной перегородки.

Задача, положенная в основу настоящего изобретения, заключается в создании конструкции ПУ, обеспечивающей возможность пуска ракет, имеющих встроенные оптические, электронные и лазерные приборы в носовой части.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении настоящего изобретения, является возможность пуска из ПУ кроме НАР, также ракет различного назначения: корректируемых, самонаводящихся, управляемых.

Поставленная задача с достижением технического результата решается тем, что в пусковой установке для авиационных ракет, включающей силовой цилиндрический корпус с поперечным внутренним набором и торцевыми дисками, внешними узлами подвески к летательному аппарату, обтекатели, причем передний обтекатель снабжен теплозащитной перегородкой, электросистему для подачи пусковых импульсов, комплект пусковых труб для размещения ракет и затвор для их фиксации, в корпусе размещены газоотводные трубки, параллельно установленные пусковым трубам и выполненные с возможностью подачи газов реактивной струи ракеты на соответствующую часть теплозащитной перегородки.

Кроме того, носовая часть каждой газоотводной трубки закреплена в гнезде переднего торцевого диска, причем выходное отверстие гнезда соединено с внутренним объемом соответствующей пусковой трубы в зоне, граничащей с теплозащитной перегородкой, а хвостовая часть размещена перед сегментным пазом, расположенным на затворе и выполненным с возможностью разворота реактивной струи ракеты на 180° и подачи ее в газоотводную трубку.

Кроме того, ось выходного отверстия гнезда переднего торцевого диска нацелена на центр проходного сечения пусковой трубы.

Размещение в корпусе газоотводных трубок, параллельно установленных пусковым трубам и выполненных с возможностью подачи газов реактивной струи ракеты на соответствующую часть теплозащитной перегородки, и размещение хвостовой части газоотводных трубок перед сегментными пазами, расположенными на затворе и выполненными с возможностью разворота реактивной струи ракеты на 180° и подачи ее в газоотводные трубки, обеспечивает предварительное разрушение теплозащитной перегородки, расположенной перед ракетами, и гарантирует сохранность оптики, расположенной в головной части ракет.

Наличие отличительных от прототипа существенных признаков позволяет признать заявляемое техническое решение новым.

Из уровня техники не выявлены решения, которые имели бы признаки, совпадающие с отличительными признаками заявляемой ПУ, поэтому последняя отвечает условию патентоспособности "изобретательский уровень", а возможность использования в промышленности позволяет сделать вывод о ее соответствии условию "промышленная применимость".

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 неизвестно, 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 изображен общий вид пусковой установки для авиационных ракет;

- на фиг. 2 изображен выносной элемент А на фиг. 1, без ракет;

- на фиг. 3 - то же, с ракетами;

- на фиг. 4 изображен выносной элемент Б на фиг. 1, без ракет;

- на фиг. 5 - то же, с ракетами;

- на фиг. 6 показан вид на отверстие затвора.

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

1. - силовой цилиндрический корпус;

2. - передний обтекатель;

3. - задний обтекатель;

4. - внешние узлы подвески к самолету;

5. - электросоединитель;

6. - пусковая труба;

7. - газоотводная трубка;

8. - поперечный силовой набор дискообразной формы;

9. - передний диск;

10. - гнездо;

11. - одноразовая композитная перегородка;

12. - сквозной канал;

13. - затвор для фиксации ракет;

14. - выхлопное отверстие;

15. - сегментный паз;

16. - головная часть ракеты;

17. - ракета;

18. - оптический прибор;

19. - завальцовка.

Пусковая установка для авиационных ракет состоит из корпуса 1, переднего обтекателя 2, заднего обтекателя 3, узлов подвески 4 для крепления на держателе летательного аппарата, электросоединителя 5 для стыковки электросхемы ПУ с электросхемой летательного аппарата, пусковых труб 6 для размещения ракет, газоотводных трубок 7 (по одной на каждую пусковую трубу), поперечный силовой набор 8 дискообразной формы, для пусковых труб и газоотводных трубок. Передний диск 9 имеет гнезда 10 со сквозным выходом в пусковую трубу 6 под углом. Описанный корпус 1 с носовой части закрыт одноразовой композитной перегородкой 11, которая прижата к корпусу передним обтекателем 2, в котором выполнены сквозные каналы 12, соосные с пусковыми трубами. Передний обтекатель 2 имеет конструктивную возможность ограниченного смещения в положение В для замены перегородки перед полетом. В хвостовой части ПУ на корпус 1 установлен съемный затвор 13, имеющий выхлопные отверстия 14 и сегментные пазы 15, к последним подведены хвостовые части газоотводных трубок 7.

Пусковая установка для авиационных ракет работает следующим образом.

При прохождении электроимпульса на запуск ракеты, зажигается твердотопливная шашка ее двигателя с выбросом реактивной газовой струи через отверстия 14 в затворе 13 со скоростью ≈2000 м/сек, при этом до набора двигателем заданной тяги (≈600 кг) ракета не двигается с места. Часть струи захватывается сегментным пазом 15 затвора и разворачивается в нем на 180° за счет давления торможения, которое составляет ≈70 атм, и подается по газоотводной трубке 7 в переднюю часть пусковой трубы 6, в объем, ограниченный перегородкой 11 и головной частью 16 ракеты 17, с резким повышением давления в нем, что приводит к разрушению перегородки 11 на части без касания головной частью ракеты и обеспечивает сохранность оптических приборов 18, установленных в ней. После набора двигателем заданной тяги ракета сминает завальцовку 19 на гильзе ракеты 17 и начинает движение по пусковой трубе 6; все гильзы ракет остаются в трубах ПУ.

Предложенные в изобретении конструктивные изменения опробованы на макете ПУ в полигонных условиях на неподвижном стенде с использованием штатных ракет типа С-8 и проведением скоростной киносъемки при пусках.

При покадровом просмотре скоростной съемки хорошо видны стадии пуска ракеты:

- появление факела и дыма от ракеты позади ПУ, ракета неподвижна;

- разрушение одноразовой теплозащитной перегородки в передней части ПУ и разлет ее осколков вперед по полету, ракета неподвижна;

- появление ракеты из пусковой трубы и ее движение вперед по полету в штатном режиме.

Результаты полигонных испытаний макета ПУ полностью подтверждают реальность заявленного технического решения.

Экономический эффект изобретения выражается в разнице между стоимостью комплекта вооружения для самолетов фронтовой авиации по существующим нормативам и стоимостью унифицированного комплекта вооружения, который будет дешевле за счет исключения из него специальных пусковых установок для корректируемых и самонаводящихся ракет.

1. Пусковая установка для авиационных ракет, включающая силовой цилиндрический корпус с поперечным внутренним набором и торцевыми дисками, внешними узлами подвески к летательному аппарату, обтекатели, причем передний обтекатель снабжен теплозащитной перегородкой, электросистему для подачи пусковых импульсов, комплект пусковых труб для размещения ракет и затвор для их фиксации, отличающаяся тем, что в корпусе размещены газоотводные трубки, параллельно установленные пусковым трубам и выполненные с возможностью подачи газов реактивной струи ракеты на соответствующую часть теплозащитной перегородки, при этом носовая часть каждой газоотводной трубки закреплена в гнезде переднего торцевого диска, причем выходное отверстие гнезда соединено с внутренним объемом соответствующей пусковой трубы в зоне, граничащей с теплозащитной перегородкой, а хвостовая часть размещена перед сегментным пазом, расположенным на затворе и выполненным с возможностью разворота реактивной струи ракеты на 180° и подачи ее в газоотводную трубку.

2. Пусковая установка по п. 1, отличающаяся тем, что ось выходного отверстия гнезда переднего торцевого диска нацелена на центр проходного сечения пусковой трубы.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиационного вооружения и касается многоствольных пусковых установок (ПУ) для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата (ЛА).

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

Изобретение относится к многоствольным системам выброса боеприпасов с электрическим поджигом и может быть использовано для опроса наличия снаряженных помеховых патронов в многоствольных пиротехнических устройствах выброса расходуемых средств радиоэлектронной борьбы.

Изобретение относится к области авиационного вооружения и касается многоствольных пусковых установок (ПУ) для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата (ЛА).

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационным пусковым устройствам (АПУ). .

Изобретение относится к области оборудования самолетов. .

Изобретение относится к области авиационной техники, главным образом к авиационному вооружению, а именно к пусковым устройствам ракет, устанавливаемым на внешней подвеске летательного аппарата.

Изобретение относится к многорежимным самолетам и касается многорежимных сверхманевренных самолетов с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне. Сверхзвуковой самолет содержит фюзеляж с размещенными внутри него грузовыми отсеками со створками. При этом в нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков. Грузовые отсеки расположены тандемно, каждый грузовой отсек по длине и ширине ограничен передней, задней и боковыми стенками, а задние стенки грузовых отсеков выполнены со скосами по направлению полета, ориентированными под острым углом к вертикали. Достигается снижение аэродинамического сопротивления и радиолокационной заметности в сверхзвуковых самолетах с грузовым отсеком. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх