RU144150U1

RU144150U1 - Rocket Launcher

Info

Publication number: RU144150U1
Application number: RU2014109664/11U
Authority: RU
Inventors: Илья Владимирович Воробьев; Валерий Александрович Дунаев; Виктор Александрович Никитин
Priority date: 2014-03-12
Filing date: 2014-03-12
Publication date: 2014-08-10

Abstract

Пусковая установка ракет, содержащая трубчатые направляющие, объединённые в блок с установленным над ним элементом защиты в виде секторной части оболочки вращения, отличающаяся тем, что элемент защиты выполнен в виде набора трех секторов конических оболочек вращения, размещённых над передним срезом блока, первый из которых установлен над блоком на расстоянии 0,2...0,25 калибра трубчатой направляющей с перекрытием среза трубчатых направляющих, а два других расположены последовательно, соосно с первым, со сдвигом вперёд относительно первого и друг друга, с перекрытием среза предыдущего сектора последующим и с зазорами между ними, составляющими 0.15...0.35 калибра трубчатой направляющей.A missile launcher containing tubular guides integrated in a block with a security element installed over it in the form of a sector part of a shell of rotation, characterized in that the security element is made in the form of a set of three sectors of conical shells of revolution located above the front section of the block, the first of which is installed above the block at a distance of 0.2 ... 0.25 gauge of the tubular guide with overlapping cut of the tubular guides, and the other two are arranged in series, coaxially with the first, with a shift forward relative to the first and each other, with overlapping sections of the previous sector subsequent and with gaps between them, comprising 0.15 ... 0.35 caliber tubular guide.

Description

Полезная модель относится к военной технике, а именно к пусковым устройствам ракет, и может использоваться для запуска неуправляемых ракет с самолетов и вертолетов.The utility model relates to military equipment, namely, missile launchers, and can be used to launch unguided missiles from airplanes and helicopters.

Для запуска ракет используются специальные пусковые установки, конструкция которых зависит от целевого назначения ракеты и условий ее запуска. Часто, для обеспечения мощности залпа и более компактного размещения, пусковые установки объединяются в блоки, что наиболее характерно для неуправляемых ракет, в том числе и авиационных.To launch rockets, special launchers are used, the design of which depends on the purpose of the rocket and the conditions for its launch. Often, to ensure volley power and more compact placement, launchers are combined into blocks, which is most typical for unguided missiles, including aircraft.

Известен зенитный ракетно-пушечный комплекс «Тунгуска» (Журнал «Техника и оружие», 1996 г., №5, стр. 7-11, издание АО «Авиакосмос»), который имеет две пусковые установки: левую и правую, в каждой из которых установлены по четыре контейнера с ракетами. Пусковая установка состоит из пускового кронштейна с жестко закрепленным на нем ограждением. На пусковом кронштейне шарнирно установлены две направляющие. Каждая направляющая выполнена в виде балки с полозьями и защелками, которые служат для закрепления двух контейнеров с ракетами. При старте ракет реактивная струя, истекающая из двигателя ракеты, воздействует на пусковую установку и, отражаясь от нее, на все элементы комплекса, среди которых могут быть и элементы, чувствительные к тепловому и силовому воздействию, например, оптическая система.Known anti-aircraft missile and cannon system "Tunguska" (Magazine "Technology and weapons", 1996, No. 5, p. 7-11, edition of JSC "Aviation", which has two launchers: left and right, in each of which are installed in four containers with missiles. The launcher consists of a launch bracket with a fence rigidly fixed to it. Two guides are pivotally mounted on the start bracket. Each rail is made in the form of a beam with runners and latches, which serve to secure two containers with missiles. When rockets start, a jet stream flowing out of the rocket engine acts on the launcher and, reflected from it, on all elements of the complex, which may include elements sensitive to thermal and power effects, for example, an optical system.

Известна пусковая установка (Патент РФ №2338991 от 01.02.2007 г. «Пусковая установка ракетного комплекса»), содержащая пусковой кронштейн с направляющей и балкой, на которой закреплены полозья и защелки для установки контейнера с ракетой. Направляющая выполнена в виде жестко закрепленного на балке кожуха трубчатого сечения. Внутри в верхней его части и снизу закреплены полозья и защелки для установки контейнеров. Поперечный наружный размер кожуха больше диаметра контейнера. На балке над верхним контейнером установлен термозащитный цилиндрический кожух с отверстиями, над которыми выполнены козырьки, придающие направление газовому потоку при пуске ракеты в кормовую часть направляющей. Указанная конструкция пусковой установки уменьшает воздействие реактивной струи двигателя на элементы пускового комплекса, однако полностью не устраняет. Кроме того, защитный экран устанавливается над парой вертикально расположенных направляющих, то есть для комплекса необходима установка четырех таких защитных экранов, что утяжеляет установку и снижает ее маневренные свойства.Known launcher (RF Patent No. 2338991 of 02/01/2007, "Launcher missile system"), containing a launcher bracket with a guide and a beam, on which are fixed the runners and latches for installing the container with the missile. The guide is made in the form of a tubular section rigidly fixed to the beam of the casing. Inside, in the upper part and below, the runners and latches for installing containers are fixed. The transverse outer dimension of the casing is larger than the diameter of the container. On the beam above the upper container there is a thermal protective cylindrical casing with holes, over which visors are made, giving direction to the gas flow when the rocket is launched into the aft part of the guide. The specified design of the launcher reduces the impact of the jet engine on the elements of the launch complex, but does not completely eliminate. In addition, the protective screen is installed above a pair of vertically arranged guides, that is, the complex requires the installation of four such protective screens, which makes the installation more difficult and reduces its maneuverability.

Наиболее близким аналогом предполагаемой полезной модели является пусковая установка (А.Л. Прокопьев, О.В. Поветкин «Помпаж и самовыключение (заглохание) двигателя вертолета при пуске неуправляемых авиационных ракет из блоков орудий. Вестник Самарского государственного университета, №3 (27), 2011, с. 257-264), состоящая из блока двадцати, скрепленных между собой трубчатых направляющих для пуска неуправляемых авиационных ракет (блок орудий Б8В20-А), непосредственно на которым закреплен элемент защиты, названный авторами козырьком, представляющий собой секторную часть перфорированной цилиндрической оболочки, установленный с перекрытием выступающих частей труб блока направляющих и предназначенный для защиты воздухозаборного устройства (ВЗУ) вертолета, расположенного над пусковой установкой, от воздействия прямых и отраженных ударных волн, возникающих при запуске ракет из пусковой установки. Достоинствами козырька является небольшой размер элемента защиты и, как следствие, невысокая масса. Однако данный козырек полностью не решает проблему защиты ВЗУ газотурбинной установки вертолета, так как большая часть реактивных струй ракет, запускаемых из пусковой установки, отражаясь от блока направляющих, обтекает козырек и достигает входа в ВЗУ, что может привести к отказу в работе газотурбинной установки. А уже при незначительном удалении ракеты от блока пусковых контейнеров, в силу малых размеров козырька, входа в ВЗУ может достигать и прямая ударная волна. Указанные негативные моменты усугубляются при серийно-залповом запуске ракет из пусковой установки. Таким образом, форма элемента защиты наиболее близкого аналога не позволяет достаточно эффективно защитить ВЗУ от попадания в его область продуктов сгорания РДТТ стартующей НАР.The closest analogue to the proposed utility model is a launcher (A.L. Prokopyev, O.V. Povetkin "Surge and self-shutdown (stalling) of the helicopter engine when launching unguided aircraft missiles from gun units. Bulletin of Samara State University, No. 3 (27), 2011, p. 257-264), consisting of a block of twenty, fastened together by tubular guides for launching unguided aircraft missiles (gun block B8V20-A), directly on which is fixed a protection element, called by the authors a visor, representing oboj sectoral part perforated cylindrical shell mounted to overlap the protruding portions and the guide tube unit designed to protect the air intake device (TSD) of the helicopter located above the launcher, from direct and reflected shock waves arising from the missiles launched from the launcher. The advantages of the visor are the small size of the protection element and, as a consequence, the low weight. However, this visor does not completely solve the problem of the protection of the turbojet's gas turbine installation, since most of the jet jets launched from the launcher, reflected from the guide block, wrap around the visor and reach the entrance to the turbine engine, which can lead to failure of the gas turbine installation. And even with a slight distance from the rocket launcher container block, due to the small size of the visor, the entrance to the VZU can reach a direct shock wave. These negative aspects are exacerbated by the serial-volley launch of missiles from the launcher. Thus, the shape of the protection element of the closest analogue does not allow sufficiently effective protection of the OVD from getting into its area of combustion products of solid propellant rocket starting NAR.

Технической задачей предполагаемой полезной модели является существенное снижение параметров - температуры, давления и скорости - ударных и отраженных волн, возникающих при старте ракет из пусковой установки, при достижении ими входа ВЗУ газотурбинной установки вертолета.The technical task of the proposed utility model is to significantly reduce the parameters - temperature, pressure and speed - of shock and reflected waves that occur when the missiles start from the launcher, when they reach the entrance of the turbomachine gas turbine installation.

Поставленная задача в полезной модели решена тем, что пусковая установка ракет, содержащая трубчатые направляющие, объединенные в единый блок, имеет установленный над ним элемент защиты в виде секторной части оболочки вращения, при этом элемент защиты выполнен в виде набора 3-х секторов конических оболочек вращения, размещенных над передним срезом блока, первый из которых установлен над блоком на расстоянии 0,2…0,25 калибра трубчатой направляющей с перекрытием среза направляющих, а два других расположены последовательно, соосно с первым, со сдвигом вперед относительно первого и друг друга, с перекрытием среза предыдущего сектора последующим и с зазорами между ними, составляющими 0.15…0.35 калибра трубчатой направляющей.The problem in the utility model is solved in that the missile launcher containing tubular guides integrated into a single unit has a security element mounted above it in the form of a sector part of the shell of rotation, while the security element is made in the form of a set of 3 sectors of conical shells of rotation placed above the front slice of the block, the first of which is installed above the block at a distance of 0.2 ... 0.25 caliber tubular guide with overlapping slice guides, and the other two are arranged in series, coaxially with the first, with about a shift forward relative to the first and to each other, with overlapping cut of the previous sector subsequent and with gaps between them, comprising 0.15 ... 0.35 caliber tubular guide.

Суть полезной модели поясняется чертежами. На фиг. 1 представлен вид сбоку и сверху на вертолет Ми-28Н с установленным на нем блоком направляющих, имеющим элемент защиты, и стартующей ракетой, на фиг. 2 - блок пусковых направляющих с защитным элементом, на фиг. 3 - увеличенный вид защитного элемента, на фиг. 4 - вид спереди на блок направляющих с защитным элементом, на фиг. 5 - разрез по Д-Д на фиг. 4, на фиг. 6 - разрез по Г-Г на фиг. 4, на фиг. 7 - взаимодействие реактивной струи, истекающей из стартующей ракеты и отраженной от блока направляющих, с защитным элементом.The essence of the utility model is illustrated by drawings. In FIG. 1 shows a side view and a top view of a Mi-28N helicopter with a guide block mounted thereon having a security element and a launching rocket, FIG. 2 - a block of starting guides with a protective element, in FIG. 3 is an enlarged view of the security element; FIG. 4 is a front view of a block of rails with a protective element; FIG. 5 is a section along DD in FIG. 4, in FIG. 6 is a section along G-D in FIG. 4, in FIG. 7 - interaction of a jet stream flowing out of a launch rocket and reflected from a block of guides with a protective element.

Расположение пусковой установки ракет 1 с защитным элементом 2 относительно воздухозаборного устройства (ВЗУ) 3 газотурбинной установки и стартующей ракеты 4 на вертолете Ми-28Н показывает, что реактивная струя ракеты, отражаясь от блока направляющих в сторону ВЗУ, повышает температуру и давление газа на входе в ВЗУ, а это негативно сказывается на работе газотурбинной установки вертолета и может привести к ее нестабильной работе и отказу.The location of the rocket launcher 1 with the protective element 2 relative to the air intake device (VZU) 3 of the gas turbine unit and the launching rocket 4 on the Mi-28N helicopter shows that the rocket’s jet stream, reflected from the rail block towards the VZU, increases the temperature and pressure of the gas at the inlet VZU, and this negatively affects the operation of the gas turbine installation of the helicopter and may lead to its unstable operation and failure.

Пусковая установка согласно предполагаемой полезной модели состоит из трубчатых направляющих 5, объединенных в единый блок и предназначенных для пуска ракет, над которым установлен защитный элемент 2, состоящий из 3-х секторов конических оболочек вращения, первый из которых 6 установлен в передней части над блоком направляющих на расстоянии в радиальном направлении L₁=0,2…0,25 калибра трубчатой направляющей с перекрытием среза направляющих, а два других 7 и 8 расположены последовательно, соосно с первым, со сдвигом вперед относительно первого и друг друга, с перекрытием среза предыдущего сектора последующим и с зазорами между секторами, составляющими L₂=0,15…0,35 калибра направляющей, со сдвигом вперед относительно первого и друг друга.The launcher according to the proposed utility model consists of tubular guides 5, combined into a single unit and designed to launch missiles, over which a protective element 2 is installed, consisting of 3 sectors of conical shells of revolution, the first of which 6 is installed in front of the guide block a distance in the radial direction L ₁ = 0.2 ... 0.25 caliber tubular guide rails overlapping cut, and the other two 7 and 8 are arranged in series, coaxially with the first, shifted forward relative to the first and about each other, overlapping the preceding slice followed by the sector and with gaps between sectors constituting L ₂ = 0.15 ... 0.35 caliber guide shifted forward relative to the first and each other.

Сектора заклепками 9 соединены с отогнутыми частями 10 специальных опорных пластин 11, которые в свою очередь прикреплены к переднему торцу блока направляющих с помощью винтов 12. Для более надежного крепления секторов используется пять опорных пластин. У пластин 11 в передней части для крепления конических секторов имеются три отогнутые конические поверхности 10, а на противоположной стороне к опорным пластинам прикреплены с помощью сварки фигурные основания 13, с помощью которых конструкция крепиться к переднему торцу блока пусковых контейнеров с помощью винтов 12.The rivet sectors 9 are connected to the bent parts 10 of the special support plates 11, which, in turn, are attached to the front end of the guide block with screws 12. For more reliable securing of the sectors, five support plates are used. The plates 11 in the front part for fastening the conical sectors have three bent conical surfaces 10, and on the opposite side, curly bases 13 are attached to the supporting plates by welding, with which the structure is attached to the front end of the launch container block using screws 12.

Предлагаемая полезная модель работает следующим образом. При выходе ракеты 4 из направляющей блока 1 реактивная струя, истекающая из сопла ракеты, отражается от передней части блока направляющих 1 и разворачивается в радиальном направлении под углом 90° к продольной оси блока. В верхней части отраженная струя продуктов сгорания (фиг. 7) натекает на первый сектор 6 защитного элемента. Элемент защиты, благодаря конической форме, через зазор между ним и пусковой установкой, направляет отраженную часть струи продуктов сгорания назад в осевом направлении блока, значительно уменьшая объем горячих продуктов сгорания, попадающих в область воздухозаборного устройства 3, и снижая благодаря своей форме параметры ударной волны, поступающей в область ВЗУ. Благодаря эффекту эжекции струя, истекающая за пусковую установку, еще дополнительно увлекает за собой часть горячих газов. Однако часть отраженной реактивной струи, обтекая первый сектор 6 с передней части, направляется в сторону ВЗУ, но встречает на своем пути следующий сектор 7 защитного элемента, который эту часть струи перенаправляет в осевом направлении назад в сторону, противоположную входу в ВЗУ, и дополнительно снижает параметры реактивной струи. Потому же принципу действует и третий сектор 8 защитного элемента. Трехкратный цикл перенаправления и отражения первичной реактивной струи, истекающей из сопла двигателя стартующей ракеты, существенно уменьшает массу нагретых газов, поступающих в область входа в ВЗУ, и снижает их параметры (температуру, давление), что предотвращает возможные сбои в работе газотурбинной установки вертолета. Величина зазоров выбирается из следующих соображений: минимальный размер должен обеспечить свободный проход значительной части отраженной от блока направляющих струи за пусковую установку, максимальный размер выбирается из конструктивных соображений, обеспечивая удобство крепления секций между собой, и возможно меньшие габариты и массу всего защитного элемента. Сектора закреплены на пяти опорных пластинах 11, что обеспечивает надежность крепления и целостность конструкции.The proposed utility model works as follows. When the rocket 4 leaves the guide block 1, a jet stream flowing out of the nozzle of the rocket is reflected from the front of the guide block 1 and rotates radially at an angle of 90 ° to the longitudinal axis of the block. In the upper part, the reflected stream of combustion products (Fig. 7) flows onto the first sector 6 of the protective element. The protection element, due to the conical shape, through the gap between it and the launcher, directs the reflected part of the jet of combustion products back in the axial direction of the unit, significantly reducing the volume of hot combustion products falling into the area of the air intake device 3 and reducing the shape of the shock wave, entering the area of VZU. Due to the ejection effect, the jet flowing out behind the launcher additionally carries away part of the hot gases. However, part of the reflected jet stream, flowing around the first sector 6 from the front, is directed towards the VZU, but it meets the next sector 7 of the protective element, which redirects this part of the jet axially back to the opposite side to the entrance to the VZU, and further reduces jet parameters. Therefore, the third sector 8 of the security element also acts on the principle. A three-time redirection and reflection cycle of the primary jet stream flowing out of the nozzle of the starting rocket engine significantly reduces the mass of heated gases entering the entrance area of the turbojet engine and reduces their parameters (temperature, pressure), which prevents possible malfunctions of the helicopter’s gas turbine installation. The size of the gaps is selected from the following considerations: the minimum size should provide free passage of a significant part of the jet reflected from the guide block, the maximum size is selected from design considerations, ensuring the convenience of securing the sections to each other, and possibly the smallest dimensions and weight of the entire protective element. Sectors are mounted on five support plates 11, which ensures reliability of fastening and structural integrity.

Таким образом, в результате работы предполагаемой полезной модели за счет перенаправление большей части реактивной струи за пусковую установку и трехкратного отражения ее от защитных элементов, входа воздухозаборного устройства достигнет малая часть нагретых газов с низкими значениями скорости, давления и температуры, что существенно снижает риск возникновения нестабильной работы газотурбинной двигательной установки или ее помпажа.Thus, as a result of the proposed utility model, by redirecting the majority of the jet to the launcher and reflecting it three times from the protective elements, the inlet of the air intake device will reach a small fraction of the heated gases with low values of speed, pressure and temperature, which significantly reduces the risk of unstable work of a gas turbine propulsion system or its surge.

Claims

A missile launcher containing tubular guides integrated in a block with a security element installed over it in the form of a sector part of a shell of rotation, characterized in that the security element is made in the form of a set of three sectors of conical shells of revolution located above the front section of the block, the first of which is installed above the block at a distance of 0.2 ... 0.25 gauge of the tubular guide with overlapping cut of the tubular guides, and the other two are arranged in series, coaxially with the first, with a shift forward relative to the first and each other, with overlapping sections of the previous sector subsequent and with gaps between them, comprising 0.15 ... 0.35 caliber tubular guide.