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
Пусковая установка для авиационных ракет
Пусковая установка для авиационных ракет

 


Владельцы патента RU 2612228:

Акционерное общество "Авиаагрегат" (RU)

Изобретение относится к авиационному вооружению и касается многоствольных пусковых установок (ПУ). ПУ для авиационных ракет содержит цилиндрический корпус с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, средство защиты ракет от аэродинамического нагрева, электрическую систему для подачи пусковых импульсов на ракеты и затвор для удержания. При этом средство защиты ракет от аэродинамического нагрева выполнено в виде поворотных клапанов, шарнирно установленных с возможностью открытия и плавного безударного закрытия пусковых труб. Пусковые трубы оснащены газоотводным устройством, выполненным с возможностью отвода части реактивной струи ракеты в переднюю часть труб. Достигается сохранение управляемости самолета после отстрела ракет за счет закрытия пусковых труб и уменьшения площади омываемой воздушным потоком поверхности ПУ. 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к многоствольным пусковым установкам (ПУ) типа «Блок» для размещения в них и пуска авиационных ракет (ракет), неуправляемых, корректируемых и управляемых с самолетов.

Из уровня техники (см., например, «Оружие и технологии России. Энциклопедия. XXI век» / Гл. ред. Н. Спасский. - М.: Издательский дом «Оружие и технологии», том 10, 2005) известны многоствольные ПУ типа Б13Л, Б8М1, отличающиеся друг от друга количеством пусковых труб для ракет, их калибром и габаритами и включающие в себя корпус цилиндрической формы с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, поперечную одноразовую перегородку для защиты ракет от аэродинамического нагрева и разрушаемую при их пуске, затвор для их фиксации и электрическую систему для подачи пусковых импульсов на ракеты.

Наиболее близкой к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому при его использовании техническому результату является описанная в указанном источнике (см. стр. 266) ПУ (блок орудий Б13Л) для авиационных ракет, имеющая типовой состав входящих элементов известных ПУ, т.е. включающая в себя цилиндрический корпус с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, электросистему для подачи пусковых импульсов на ракеты и затвор для удержания.

Недостатком известных самолетных ПУ является ухудшение их аэродинамических свойств после отстрела ракет, в результате которого за счет ухода ракет и разрушения поперечной, одноразовой перегородки появляются дополнительные стабилизирующие аэродинамические поверхности, которые превышают внешнюю поверхность ПУ по площади в 2,5…3,0 раза, что увеличивает потребные физические усилия пилота на органы управления самолетом, которые становятся близкими к максимальным и значительно затрудняют маневрирование самолета после атаки, в момент возбуждения ПВО противника.

Техническая задача настоящего изобретения состоит в устранении упомянутых выше недостатков и создании ПУ, сокращающей ухудшение аэродинамических свойств летательного аппарата после отстрела комплекта ракет.

Технический результат, который может быть получен при реализации предложенной конструкции ПУ, - сохранение управляемости самолета после отстрела комплекта ракет за счет закрытия пусковых труб и уменьшения площади, омываемой воздушным потоком поверхности ПУ.

Задача, положенная в основу настоящего изобретения, с достижением заявленного технического результата, решается тем, что в пусковой установке для авиационных ракет, включающей цилиндрический корпус с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, средство защиты ракет от аэродинамического нагрева, электрическую систему для подачи пусковых импульсов на ракеты и затвор для удержания, средство защиты ракет от аэродинамического нагрева выполнено в виде поворотных клапанов, шарнирно установленных с возможностью открытия и плавного безударного закрытия пусковых труб, при этом последние оснащены газоотводным устройством, выполненным с возможностью отвода части реактивной струи ракеты в переднюю часть указанных труб.

Кроме того, каждый поворотный клапан кинематически связан с односторонним пневматическим демпфером, выдвигающийся шток которого выполнен с возможностью разноскоростного движения при открытии и закрытии поворотного клапана.

Кроме того, газоотводное устройство выполнено в виде дефлектора и газоотводной трубки, причем последняя размещена в корпусе параллельно пусковым трубам, ее носовая часть закреплена в гнезде переднего торцевого диска и соединена с внутренним объемом соответствующей пусковой трубы, а хвостовая часть - с внутренним объемом соответствующего дефлектора.

Выполнение средства защиты ракет от аэродинамического нагрева в виде поворотных клапанов, шарнирно установленных с возможностью открытия и плавного безударного закрытия односторонним пневматическим демпфером пусковых труб, и оснащение последних газоотводным устройством, выполненным с возможностью отвода части реактивной струи ракеты в переднюю часть указанных труб, обеспечивает:

- открытие пусковых труб при старте ракет без касания клапанов их носовыми частями;

- удержание клапана вдоль продольной оси пусковой трубы при покидании ПУ ракетой;

- плавное безударное закрытие трубы клапаном при покидании ПУ ракетой.

После отстрела комплекта ракет, закрытия пусковых труб клапанами и исключения проникновения в них воздушного потока самолет-носитель получает штатную возможность в маневрировании после атаки.

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

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 и не подтверждена известность влияния его отличительных признаков на указанный заявителем технический результат, следовательно, заявляемое изобретение соответствует условию «изобретательский уровень», а с учетом возможности промышленного изготовления пусковой установки можно сделать вывод о его соответствии критериям патентоспособности.

Предпочтительный вариант исполнения предлагаемого технического решения описывается далее на основе представленных чертежей, где:

- на фиг. 1 изображен общий вид ПУ для авиационных ракет;

- на фиг. 2 изображен выносной элемент А на фиг. 1, дополненный местным разрезом в зоне демпфера;

- на фиг. 3 изображен выносной элемент Б на фиг. 1;

- на фиг. 4 изображен вид В на фиг. 1;

- на фиг. 5 изображен упрощенный вид ПУ, по разрезу Г-Г на фиг. 4, показывающий принцип работы клапанной системы, в статике;

- на фиг. 6 - то же в динамике по разрезу Д-Д на фиг. 4;

- на фиг. 7 представлен кадр видеозаписи - момент старта ракеты;

- на фиг. 8 - то же, выбивание заглушки за счет избыточного давления в трубе;

- на фиг. 9 - то же, выход ракеты из трубы;

- на фиг. 10 - то же, перемещение заглушки под действием ракеты,

и в которых передний обтекатель условно не показан, стрелками указано направление движения газа, в целях повышения наглядности на фиг. 1 и фиг. 2 клапанная система показана для одной пусковой трубы.

В графических материалах соответствующие конструктивные элементы ПУ обозначены следующими позициями:

1 - корпус;

2 - задний обтекатель;

3 - узлы подвески;

4 - электросоединитель;

5 - пусковые трубы;

6 - ракета;

7 - газоотводная трубка;

8 - передний торцевой диск;

9 - гнезда;

10 - поворотный клапан;

11 - пневматический демпфер;

12 - затвор;

13 - выхлопные отверстия;

14 - дефлектор;

15 - поршень;

16 - лепестковый клапан;

17 - шток;

18 - пружина;

19 - приводная вилка;

20 - рычаг;

21 - дренажное отверстие.

ПУ включает корпус 1, передний обтекатель (условно не показан), задний обтекатель 2, узлы подвески 3 для крепления ПУ на держателе летательного аппарата, электросоединитель 4 для стыковки с электрической системой летательного аппарата, пусковые трубы 5 для размещения ракет 6, закрепленные в торцевых дисках корпуса, затвор 12 для удержания ракет, средство защиты последних от аэродинамического нагрева, выполненное в виде поворотных клапанов 10, шарнирно установленных с возможностью открытия и плавного безударного закрытия пусковых труб. Каждый поворотный клапан 10 кинематически связан с односторонним пневматическим демпфером 11 и газодинамически с выхлопом ракеты, причем выдвигающийся шток 17 демпфера 11 выполнен с возможностью разноскоростного движения при открытии и закрытии поворотного клапана. Пусковые трубы 5 оснащены газоотводным устройством (по одному на каждую пусковую трубу), выполненным с возможностью отвода части реактивной струи ракеты в переднюю часть указанных труб в виде дефлектора 14 и газоотводной трубки 7, причем последняя размещена в корпусе 1 параллельно пусковым трубам 5, ее носовая часть закреплена в гнезде переднего торцевого диска 8 и соединена с внутренним объемом соответствующей пусковой трубы 5, а хвостовая часть - с внутренним объемом соответствующего дефлектора 14, направляющего часть давления выхлопа ракеты в носовую часть ПУ. В хвостовой части ПУ на корпусе 1 установлен съемный затвор 12, имеющий выхлопные отверстия 13.

ПУ работает следующим образом.

При прохождении электрического импульса на запуск ракеты зажигается твердотопливная шашка ее двигателя с выбросом реактивной газовой струи через отверстия 13 в затворе 12, со скоростью ≈2000 м/сек, при этом до набора двигателем заданной тяги (≈600 кг) ракета не двигается с места, клапан 10 закрыт и защищает ракеты 6 от набегающего потока. Часть струи захватывается дефлектором 14 и разворачивается в нем на 180°, за счет давления торможения, которое составляет ≈12 атм, что значительно больше встречного давления набегающего потока воздуха, и подается по газоотводной трубке 7 в переднюю часть пусковой трубы 5, в объем ограниченный клапаном 10 и головной частью ракеты 6, после чего клапан 10 путем поворота открывает пусковую трубу 5, приводя в работу механизм пневматического демпфера 11, который содержит: поршень 15 с лепестковым клапаном 16, шток 17, на который надета пружина 18 и приводная вилка 19, связанная с клапаном 10 рычагом 20. Все устройство клапана размещено в корпусе с дренажным отверстием 21. После покидания ракетой 6 пусковой трубы 5 клапан 10 закрывается, в основном, за счет давления набегающего потока, а пневматический демпфер 11 обеспечивает безударное закрытие за время ≈1.5 с.

Изобретение было проверено на упрощенной пусковой установке (см. фиг. 7-10), содержащей в верхнем стволе ракету и установленную перед ней пластиковую заглушку на расстоянии ≈120 мм от носика ракеты. На раскадровке видеозаписи видно, что после начала работы двигателя ракеты заглушка выталкивается из ствола давлением газа, поступающего из «казенной» части блока через зазоры между ракетой и стенкой ствола в его носовую часть. Датчик давления, установленный в заглушке, зарегистрировал давление ≈12 атм внутри ствола. После выхода заглушки из ствола появляется носик ракеты, догоняющий ее, т.е. заглушка опережает ракету на начальной стадии движения ракеты.

Технико-экономическим результатом изобретения являются несостоявшиеся потери самолетов, получающих штатную возможность в маневрировании после атаки за счет закрытия пусковых труб клапанами и исключения проникновения в них воздушного потока.

Экономический эффект определен как разница в стоимости боевых потерь между самолетами без системы глушения стволов (СГС) на блоке БИЛ и самолетами с системой СГС - Б13С5.

Условные обозначения в расчете:

α - вероятность поражения самолета при атаке;

n - количество самолетов, потребное для атаки;

m - потери самолетов;

с - стоимость одного самолета;

К - количество блоков на самолете;

Ц - стоимость потерь;

Б - стоимость одного блока;

Э - экономический эффект.

Условия проведения расчета:

расчет проводится для двух случаев по величине а (вероятность поражения) для серийного блока Б13Л (α1) и нового блока Б13С5 (α2) с учетом уменьшения последней, по статистическим данным.

Исходные данные:

α1=0,3; α2=0,1; К=4; n=10 шт.; c=100 млн руб.; Б1=2 млн руб.; Б2=2,2 млн руб. (Б13С5).

Определяем количественные потери самолетов для двух случаев α: m1=n⋅α1=0,3⋅10=3 шт.

m2=n⋅α2=0,3⋅10=1 шт.

Стоимость потерь самолетов для каждого случая α.

Ц1=m1⋅c+Б1⋅К⋅m1=m1 (с+Б⋅К)

Ц1=3(100+4⋅2)=3⋅108=324 млн руб.

Ц1=324 млн руб.

Ц2=m2(с+Б2⋅К)=1⋅(100+2,2⋅4)=108,8 млн руб.

Ц2=108,8 млн руб.

Экономический эффект:

Э=Ц12=324-108,8=215,2 млн руб.

Э=215,2 млн руб.

1. Пусковая установка для авиационных ракет, включающая цилиндрический корпус с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, средство защиты ракет от аэродинамического нагрева, электрическую систему для подачи пусковых импульсов на ракеты и затвор для удержания, отличающаяся тем, что средство защиты ракет от аэродинамического нагрева выполнено в виде поворотных клапанов, шарнирно установленных с возможностью открытия и плавного безударного закрытия пусковых труб, при этом последние оснащены газоотводным устройством, выполненным с возможностью отвода части реактивной струи ракеты в переднюю часть указанных труб.

2. Пусковая установка по п.1, отличающаяся тем, что каждый поворотный клапан кинематически связан с односторонним пневматическим демпфером, выдвигающийся шток которого выполнен с возможностью разноскоростного движения при открытии и закрытии поворотного клапана.

3. Пусковая установка по п.1, отличающаяся тем, что газоотводное устройство выполнено в виде дефлектора и газоотводной трубки, причем последняя размещена в корпусе параллельно пусковым трубам, ее носовая часть закреплена в гнезде переднего торцевого диска и соединена с внутренним объемом соответствующей пусковой трубы, а хвостовая часть - с внутренним объемом соответствующего дефлектора.



 

Похожие патенты:

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.

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 многорежимным самолетам и касается многорежимных сверхманевренных самолетов с крейсерским полетом на сверхзвуковой скорости и малым уровнем заметности в радиолокационном диапазоне.

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.

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 размещению грузов на многорежимных самолетах. Грузовой отсек самолета представляет собой нишу, выполненную в зоне стыка наплыва фюзеляжа с консолью крыла (3). В нише грузового отсека закреплено выводное пусковое устройство (4) груза (5). В нижней части ниша грузового отсека снабжена обтекателем (6), содержащим по меньшей мере одну створку (7). Выводное пусковое устройство (4) представляет собой рычажный механизм, обеспечивающий уборку и выпуск груза (5) в плоскости, лежащей под острым углом α в пределах от 20 до 70 градусов к плоскости симметрии самолета, таким образом, что в выпущенном положении головная часть груза (5) расположена перед передней кромкой (10) консоли (3) крыла для уменьшения зоны «затенения» груза от носовой части фюзеляжа (11) и передней кромки (12) наплыва фюзеляжа, а продольная ось груза (5) удалена от входа в воздухозаборник (13), образуя так называемый вынос. Изобретение снижает аэродинамическое сопротивление и радиолокационную заметность. 4 ил.
Наверх