RU2150598C1

RU2150598C1 - Ramjet launch vehicle

Info

Publication number: RU2150598C1
Application number: RU99112707A
Authority: RU
Inventors: Н.В. Земляков
Original assignee: Орловский государственный технический университет
Priority date: 1999-06-09
Filing date: 1999-06-09
Publication date: 2000-06-10

Abstract

FIELD: rocketry; combat operations performed by salve fire; breaking hailclouds. SUBSTANCE: according to invention, ramjet launch vehicle includes central tactical missile with cylindrical afterburning chamber around it. Afterburning chamber is formed by separable peripheral missiles of the same class tightly arranged around central missile. During operation of launch vehicle, effective mode of air ejection and afterburning of working medium in circular clearance between central missile and chamber take place, thus increasing thrust-to-weight ratio of system without additional consumption of propellant. Besides, that, simultaneous delivery of group of missiles to target is ensured. EFFECT: reduced time to target; enhanced accuracy of hits. 7 cl, 13 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к ракетно-прямоточным летательным аппаратам, обеспечивающим ведение боевых действий путем залпового огня группой боевых ракет, а также в мирных целях для разрушения градовых туч. The invention relates to rocket technology, and more specifically to direct-flow aircraft, providing combat operations by volley fire by a group of combat missiles, as well as for peaceful purposes to destroy hail clouds.

Известны ракетно-прямоточные аппараты, позволяющие доставлять к цели только одну боевую ракету. Такие устройства содержат вокруг тела ракеты, имеющей автономный двигатель, еще и трубчатую полость, разделенную по длине на диффузор и камеру дожигания, установленную с кольцевым зазором относительно тела ракеты так, что головная часть ракеты выступает из входного отверстия трубчатой полости, обеспечивая наиболее экономичное торможение входящего в полость воздушного потока путем получения серии косых скачков давления. При этом хвостовая часть трубчатой полости перекрывает по длине двигательную часть ракеты, обеспечивая в камере дожигания эффективное перемешивание и дожигание продуктов горения в потоке поступающего, эжектируемого воздуха [1], [2], [3]. There are known direct-flow missiles that allow delivering only one combat missile to a target. Such devices contain around the body of the rocket having an autonomous engine, also a tubular cavity, divided along the length of the diffuser and afterburner, mounted with an annular gap relative to the body of the rocket so that the head of the rocket protrudes from the inlet of the tubular cavity, providing the most economical braking of the incoming into the air flow cavity by obtaining a series of oblique pressure surges. In this case, the tail part of the tubular cavity overlaps the rocket engine in length, providing efficient mixing and afterburning of the combustion products in the flow of incoming, ejected air in the afterburner [1], [2], [3].

Недостатком таких ракетоносителей является то, что они не могут обеспечивать одновременный и эффективный вывод на маршевую траекторию группы однотипных ракет. При этом известные ракетно-прямоточные аппараты получают дополнительную реактивную тягу при дожигании атмосферного воздуха только от пламени реактивного двигателя одной центральной ракеты, которая дает один эжектирующий поток. The disadvantage of such launch vehicles is that they cannot provide a simultaneous and efficient launch to the marching trajectory of a group of missiles of the same type. At the same time, well-known direct-flow rocket launchers receive additional jet propulsion when they burn after atmospheric air only from the flame of a jet engine of one central rocket, which produces one ejection flow.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является ракетно-прямоточное устройство [4], которое выполнено из одной ракеты с автономным двигателем, хвостовая часть которой охвачена трубчатой камерой дожигания и, которые скреплены между собой пилонами, при этом тело ракеты выступает из входного отверстия камеры дожигания, имеющей со стороны торца хвостовой части дополнительный кольцевой (торовый) реактивный двигатель, к которому подается жидкое горючее через пилоны от топливных баков центральной ракеты. The closest in technical essence to the claimed invention is a direct-flow rocket device [4], which is made of one rocket with an autonomous engine, the tail of which is covered by a tubular afterburner and which are fastened together by pylons, while the rocket body protrudes from the inlet of the chamber afterburning, which has an additional annular (torus) jet engine from the side of the end of the tail, to which liquid fuel is fed through pylons from the fuel tanks of the central rocket.

Недостатком этого устройства является то, что его двигательная система не может обеспечить более полного дожигания продуктов горения реактивного топлива и получения высокоэффективной дополнительной реактивной тяги из-за того, что скорость истечения струи выхлопных газов от торового двигателя центральной ракеты значительно больше чем скорость истечения выхлопных газов от торового двигателя, дающего кольцевой эжектирующий поток, что приводит и к неравноценности давления в них, снижая процесс эжекции атмосферного воздуха. И, кроме того, это устройство не может доставлять до боевой цели группу ракет. The disadvantage of this device is that its propulsion system cannot provide a more complete afterburning of the combustion products of jet fuel and obtain highly efficient additional jet propulsion due to the fact that the exhaust velocity of the exhaust gas stream from the torus engine of the central rocket is much higher than the exhaust velocity of the exhaust gases from torus engine, giving an annular ejection flow, which leads to uneven pressure in them, reducing the process of ejection of atmospheric air. And, in addition, this device cannot deliver a group of missiles to a combat target.

Задача, на решение которой направлено изобретение, состоит в создании возможности доставки до боевой цели группы твердотопливных ракет тактического класса с сокращением подлетного времени без затрат дополнительного горючего. The problem to which the invention is directed is to create the possibility of delivering to a combat target a group of tactical-class solid-fuel rockets with a reduction in flight time without the need for additional fuel.

Это достигается тем, что в заявляемом прямоточно-эжекторном ракетоносителе, выполненном из центральной ракеты с автономным двигателем, вокруг которой на пилонах осемитрично размещена трубчатая камера дожигания, в отличие от прототипа ракетоноситель содержит центральную ракету тактического класса с твердотопливным двигателем, снабженную зарядом форсированного отстрела, блоком радиолокационного управления полетом, наведения на цель и расстыковки, вокруг которой по внутреннему периметру входного отверстия камеры дожигания установлены с заслонками между боковыми поверхностями и с образованием трубчатой полости периферийные твердотопливные ракеты тактического класса, при этом хвостовые части ракет размещены в установочных гнездах, а их головные части снабжены полым кольцевым конусом, который соединен верхними пилонами через кольцо с головной частью центральной ракеты, хвостовая часть которой размещена в отдельном гнезде, соединенным нижними пилонами с камерой дожигания и тягами с кольцом головной части центральной ракеты, при этом верхние и нижние пилоны выполнены с закрылками для отклонения эжектируемого потока от 0 до 60^o относительно направления течения потока.This is achieved by the fact that in the inventive ramjet carrier rocket made of a central rocket with an autonomous engine, around which a tubular afterburning chamber is mounted symmetrically on the pylons, in contrast to the prototype, the carrier rocket contains a tactical class central rocket with a solid propellant engine, equipped with a forced ejection charge, block radar flight control, guidance on the target and undocking around which around the inner perimeter of the inlet of the afterburner with flaps between the side surfaces and with the formation of a tubular cavity, tactical-class peripheral solid-fuel rockets, while the tail parts of the missiles are placed in the mounting sockets, and their head parts are equipped with a hollow annular cone, which is connected by the upper pylons through the ring to the head of the central missile, the tail part which is located in a separate nest, connected by lower pylons to the afterburner and rods with the ring of the head of the central rocket, while the upper and lower pylons are made us with flaps to deflect the ejected flow from 0 to 60 ^o relative to the direction of flow stream.

Заряд форсированного отстрела, например пироксилиновый, размещен в трубчатых тягах, нижняя часть которых снабжена кольцевыми, разрывными проточками, при этом днища тяг заглушены болтами со стороны установочного гнезда центральной ракеты, а верхняя часть тяг жестко скреплена с кольцом головной части, и к которым подведены электродетонаторы. The forced ejection charge, for example pyroxylin, is placed in tubular rods, the lower part of which is equipped with annular, discontinuous grooves, while the rod ends are drowned out by bolts from the side of the central rocket mounting socket, and the upper part of the rods is rigidly fastened to the head part ring, and to which electric detonators are connected .

Заслонки установлены напряженно-поджатыми к боковым поверхностям двух периферийных соседних ракет и одним концом жестко закреплены между двумя гнездами и камерой дожигания, а второй конец каждой заслонкой заглублен под наружное кольцо полого кольцевого конуса. The dampers are mounted tension-tightened to the side surfaces of two peripheral neighboring missiles and are rigidly fixed at one end between the two sockets and the afterburner, and the second end of each damper is buried under the outer ring of the hollow annular cone.

Установочные гнезда выполнены в виде жесткосоединенных между собой и камерой дожигания колец, внутренний диаметр которых равен наружному диаметру хвостовых частей периферийных ракет, при этом нижняя часть каждого кольца по внутреннему диаметру имеет буртик с меньшим диаметром, обеспечивающим необходимое заглубление каждой ракеты в гнездо. The mounting sockets are made in the form of rings rigidly connected to each other and the afterburner, the inner diameter of which is equal to the outer diameter of the tail parts of the peripheral rockets, while the lower part of each ring has an inner diameter with a smaller diameter that provides the necessary deepening of each rocket into the socket.

Полый кольцевой конус выполнен из двух жесткосоединенных по одному диаметру тонкостенных колец, наружного и внутреннего, образующих в сечении полый конус, при этом к внутреннему кольцу жестко прикреплены пилоны, соединяющие его с отдельным кольцом, жестко посаженным на головную часть центральной ракеты. The hollow annular cone is made of two thin-walled rings rigidly connected to the same diameter, the outer and inner, forming a hollow cone in cross section, while pylons are rigidly attached to the inner ring, connecting it to a separate ring rigidly mounted on the head of the central missile.

Закрылки снабжены устройством для жесткой фиксации угла отклонения. The flaps are equipped with a device for rigidly fixing the deflection angle.

Заслонки имеют в сечении Т-образную форму. The dampers are T-shaped in cross section.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид устройства с изображением половины вида и разреза по оси. На фиг.2 изображен вид фиг. 1 по стрелке А. На фиг. 3 изображена в изометрии скелетная конструкция ракетоносителя без центральной и периферийных ракет с местными выровами камеры дожигания, заслонок, полого кольцевого конуса и тяг. На фиг. 4 изображена центральная ракета в жесткой связке с полым кольцевым конусом, который жестко соединен с верхними пилонами, а последние соединены с кольцом, которое жестко установлено на головной части центральной ракеты и к которому жестко прикреплены верхние концы тяг, а нижняя часть тяг и хвостовая часть центральной ракеты имеют местные выровы. На фиг.5 изображена часть камеры дожигания, по внутреннему периметру которой размещены установочные гнезда, между которыми нижними концами закреплены заслонки, верхние концы которых имеют местные выровы. На фиг.6 показано сечение Б-Б нескольких заслонок и вид нескольких установочных гнезд периферийных ракет сверху. На фиг. 7 изображено установочное гнездо, в котором установлена хвостовая часть центральной ракеты. К этому гнезду разъемно присоединены нижними концами тяги и нижние пилоны. Тяги, центральная ракета и нижние пилоны имеют местные выровы. На фиг. 8 и 9 изображено устройство жесткой фиксации отклонения закрылков. На фиг. 10 изображена часть установочного гнезда центральной ракеты, к которому нижним концом прикреплена трубчатая тяга с помощью болта, а в трубчатой полости тяги размещен заряд форсированного отстрела. В стенке тяги имеется кольцевая проточка для разрыва и расстыковки. На фиг. 11 изображена структура движения и взаимодействия двух эжектирующих и одного эжектируемого потоков газа. На фиг. 12 изображена пусковая установка прямоточно-эжекторного ракетоносителя, выполненная на базе автомобиля. На фиг. 13 изображена пусковая установка, размещенная на надводном морском или речном транспорте. The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a General view of the device with the image of half of the view and section along the axis. FIG. 2 is a view of FIG. 1 along arrow A. FIG. Figure 3 shows an isometric skeleton design of a carrier rocket without central and peripheral rockets with local recesses of the afterburner, dampers, hollow annular cone and rods. In FIG. 4 shows a central rocket in a tight ligament with a hollow annular cone that is rigidly connected to the upper pylons, and the latter are connected to a ring that is rigidly mounted on the head of the central rocket and to which the upper ends of the rods are rigidly attached, and the lower part of the rods and the tail of the central rockets have local cutouts. Figure 5 shows a part of the afterburner, along the inner perimeter of which there are mounting sockets, between which the lower ends are fixed shutters, the upper ends of which have local recesses. Figure 6 shows a cross-section BB of several shutters and a top view of several mounting sockets of peripheral rockets. In FIG. 7 shows a mounting socket in which the tail of the central rocket is mounted. The lower ends of the tie rod and lower pylons are detachably connected to this socket. The rods, the central rocket and the lower pylons have local cutouts. In FIG. 8 and 9 show a device for rigidly fixing flap deflection. In FIG. 10 shows a part of the mounting socket of a central rocket, to which a tubular rod is attached with a lower end with a bolt, and a forced shooting charge is placed in the tubular cavity of the rod. The draft wall has an annular groove for breaking and undocking. In FIG. 11 shows the structure of motion and interaction of two ejected and one ejected gas flow. In FIG. 12 shows a launcher of a direct-flow ejector rocket carrier made on the basis of a car. In FIG. 13 shows a launcher located on surface sea or river transport.

Устройство состоит из центральной ракеты тактического класса 1, имеющей твердотопливный двигатель 2, которая с помощью нижних пилонов 3 соединена с трубчатой камерой дожигания 4. По внутреннему периметру камеры 4 установлены периферийные ракеты 5, хвостовые части которых размещены в гнездах 6, а головные части ракет 5 накрыты полым кольцевым конусом 7, который соединен верхними пилонами 8 через кольцо 9 с ракетой 1. Хвостовая часть ракеты 1 размещена в отдельном гнезде 10, соединенным с пилонами 3 и тягами 11, соединяющими кольцо 9 с гнездом 10. Верхние пилоны имеют закрылки 12, а нижние пилоны - закрылки 13. Между гнездами 6 и внутренней поверхностью 14 камеры 4 закреплены заслонки 15. Центральная ракета 1 имеет помимо боевого заряда 16 также и блок радиолокационного управления полетом, наведения на цель и расстыковки 17. Полый кольцевой конус 7 выполнен из наружного кольца 18 и внутреннего 19. Каждая тяга 11 верхними концами жестко прикреплена к кольцу 9. В трубчатой полости тяг 11 размещен заряд 20 для расстыковки и форсированного отстрела, к которому из блока 17 подведены электродетонаторы 21. Гнезда 6 в нижней части внутреннего диаметра имеют буртик 22. Установочное гнездо 10 ракеты 1 имеет буртик 23. Нижние концы тяг 11 закреплены к гнезду 10 с помощью болтов 24, а выше резьбового участка тяги 11 имеют кольцевые проточки 25. Закрылки 12 и 13 имеют устройство жесткой фиксации угла отклонения, которое состоит из подпружиненного пружиной 26 стержня 27, который установлен подвижно во втулке 28, и может заглубляться в отверстия 29. The device consists of a central tactical class rocket 1, which has a solid-fuel engine 2, which is connected to the tubular afterburner 4 using lower pylons 3. Peripheral rockets 5 are installed along the inner perimeter of chamber 4, the tail parts of which are located in slots 6 and the head parts of rockets 5 covered with a hollow annular cone 7, which is connected by the upper pylons 8 through the ring 9 to the rocket 1. The tail part of the rocket 1 is placed in a separate socket 10 connected to the pylons 3 and rods 11 connecting the ring 9 to the socket 10. Top These pylons have flaps 12, and the lower pylons have flaps 13. Between the slots 6 and the inner surface 14 of the chamber 4, the flaps are fixed 15. The central missile 1 has, in addition to the warhead 16, a radar flight control, targeting and undocking unit 17. Hollow ring the cone 7 is made of an outer ring 18 and an inner 19. Each rod 11 with its upper ends is rigidly attached to the ring 9. A charge 20 is placed in the tubular cavity of the rod 11 for undocking and forced shooting, to which electric detonators 21 are connected from the block 17. Sockets 6 in the lower part of the inner diameter have a flange 22. The mounting socket 10 of the rocket 1 has a flange 23. The lower ends of the rods 11 are fixed to the socket 10 with bolts 24, and above the threaded section of the rod 11 have annular grooves 25. The flaps 12 and 13 have a rigid device fixing the deflection angle, which consists of a spring-loaded spring 26 of the rod 27, which is mounted movably in the sleeve 28, and can be recessed into the holes 29.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

Для обеспечения старта устройства включается зажигание одновременно всех реактивных двигателей периферийных ракет 14 и центральной ракеты 2. После старта, за счет перепада давлений в двух эжектирующих потоках I, II (фиг. 11) и одном эжектируемом потоке III начинает работать эффект эжектора, т.е. начинает происходить подсасывание и нагнетание новых порций атмосферного воздуха, который, обеспечивая дожигание продуктов реактивного топлива в среде кислорода, работает как дополнительное рабочее тело, что увеличивает реактивный импульс и, следовательно, скорость устройства, сокращая подлетное время до боевой цели без дополнительных затрат горючего. Кроме того, при установке определенного угла закрылков, эжектируемый поток атмосферного воздуха III будет поступать в камеру дожигания в закрученном состоянии, создавая тем самым увеличение времени пребывания молекул кислорода в камере дожигания, обеспечивая более полное дожигание продуктов горения. Управление полетом и наведение на боевую цель осуществляется с помощью радиолокационной станции пусковой установки. Вблизи боевой цели, по команде пусковой установки срабатывают электродетонаторы 21, воспламеняется заряд 20, происходит разрыв кольцевых проточек 25 на тягах 11 и за счет дополнительного реактивного импульса, т. е. форсированного отстрела, происходит расстыковка центральной ракеты 1 вместе с полым кольцевым конусом 7 от установочного гнезда 10. При этом, после освобождения головных частей периферийных ракет от них также отжимаются заслонки 15 и далее за счет давления выхлопных газов всех периферийных ракет 5 на конфузор камеры дожигания 4 осуществляется отделение камеры 4, а освободившиеся от связки ракеты 5 самостоятельно выполняют массированный боевой удар на заданной площади. При этом кучность удара будет зависеть на какой высоте произошла расстыковка. To ensure the start of the device, the ignition of all the jet engines of the peripheral rockets 14 and the central rocket 2 is turned on simultaneously. After the start, due to the pressure difference in the two ejection flows I, II (Fig. 11) and one ejected stream III, the ejector effect starts to work, i.e. . suction and injection of new portions of atmospheric air begins, which, providing the afterburning of jet fuel products in oxygen, works as an additional working fluid, which increases the jet momentum and, consequently, the speed of the device, reducing the flight time to a combat target without additional fuel costs. In addition, when setting a certain angle of the flaps, the ejected stream of atmospheric air III will enter the afterburning chamber in a swirling state, thereby increasing the residence time of oxygen molecules in the afterburning chamber, providing a more complete afterburning of the combustion products. Flight control and guidance on a combat target is carried out using a radar launcher. Near the combat target, at the command of the launcher, electric detonators 21 are triggered, the charge 20 is ignited, the annular grooves 25 break on the rods 11 and due to the additional reactive impulse, i.e., forced firing, the central missile 1 is undocked together with the hollow annular cone 7 from installation slot 10. In this case, after releasing the head parts of the peripheral rockets, the shutters 15 are also squeezed from them and then due to the pressure of the exhaust gases of all peripheral rockets 5 on the confuser of the afterburner 4 tvlyaetsya separation chamber 4, and freed from the bundles 5 rocket independently operate massive blow combat a given area. In this case, the accuracy of the strike will depend on how high the undocking occurred.

Такая конструкция ракетоносителя позволяет более рационально определить назначение трубчатой камеры дожигания, используя ее также для размещения и доставки на ней не одну, а целую группу легко разъединяемых твердотопливных ракет тактического класса. И, поскольку все ракеты твердотопливные, то и дальнобойность струй их выхлопных газов будет практически одинакова, то есть будет осуществляться равноценность обоих эжектирующих потоков, обеспечивая одинаковый перепад давлений между центральным и охватывающим его трубчатым эжектирующим потоками, создавая наиболее эффективный режим эжекции. Работа эжектора при этом такова, что на место сжигаемого эжектируемого воздуха в кольцевой зазор поступают новые порции воздуха за счет давления встречного потока и за счет его подсоса от перепада давлений между потоками, ввиду того, что скорость обоих эжектирующих потоков всегда больше, чем эжектируемого потока, то и давление в эжектирующих потоках будет меньше, чем в эжектируемом, а это обеспечивает увеличение отбрасываемой массы эжектируемого газа и выделение дополнительной тепловой энергии при дожигании продуктов неполного горения ракетного топлива от взаимодействия с атмосферным кислородом, т.е. получая дополнительное рабочее тело. А это, в свою очередь, обеспечивает сокращение подлетного времени до боевой цели без дополнительных затрат горючего или увеличения мощности двигателей ракет. Максимальная дополнительная реактивная тяга заявляемого устройства будет зависить от правильного подбора соотношения диаметра D (фиг. 1) между периферийными ракетами 5 к диаметру центральной ракеты d, т.е. от D/d, которое можно получить по результатам экспериментальных исследований. Максимальное отклонение угла закрылков до 60^o выбрано с большим запасом, т.к. точное его значение может быть определено экспериментально.This design of the carrier rocket makes it possible to more rationally determine the purpose of the tubular afterburning chamber, using it also to place and deliver on it not one, but a whole group of easily separable tactical-class solid-propellant missiles. And, since all rockets are solid fuel, the range of their exhaust gas jets will be almost the same, that is, the equivalence of both ejection flows will be ensured, providing the same pressure difference between the central and the tubular ejection flows surrounding it, creating the most effective ejection mode. The operation of the ejector in this case is such that new portions of air enter the place of the burned ejected air in the annular gap due to the pressure of the oncoming flow and due to its suction from the pressure drop between the flows, since the velocity of both ejected flows is always greater than the ejected stream, then the pressure in the ejection streams will be less than in the ejected one, and this ensures an increase in the ejected mass of the ejected gas and the release of additional thermal energy during the afterburning of incomplete combustion products rocket fuel from interaction with atmospheric oxygen, i.e. getting an additional working fluid. And this, in turn, provides a reduction in flight time to a combat target without additional fuel costs or an increase in the power of rocket engines. The maximum additional thrust of the claimed device will depend on the correct selection of the ratio of the diameter D (Fig. 1) between the peripheral missiles 5 to the diameter of the central missile d, i.e. from D / d, which can be obtained from the results of experimental studies. The maximum deviation of the flap angle up to 60 ^o selected with a large margin, because its exact value can be determined experimentally.

Полезность заявляемого устройства заключается в том, что оно по своему функциональному назначению может выгодно заменить известные объекты техники - системы залпового огня "Град", "Ураган" и "Смерч" или по крайней мере быть им конкурентоспособным. Это объясняется тем, что заявляемое устройство, также как и известные системы залпового огня, обеспечивает доставку ракет для нанесения боевого удара. Но в отличие от известных систем, которые поражают цель путем последовательных ударов отдельными ракетами за какое-то время, заявляемый прямоточно-эжекторный ракетоноситель может единовременно поразить эту же цель одним ударом. При этом заявляемое устройство предусматривает использование ракет тактического класса именно от систем залпового огня "Град", "Ураган" или "Смерч" и таким образом еще более повышает степень унификации ракет от этих систем залпового огня. Более того, использование ракет от этих систем в заявляемом устройстве дает явную выгоду (создает экономический и военно-стратегический эффект), т.к. обеспечивает сокращение подлетного времени до боевой цели и обеспечивает нанесение массированного удара с максимальной и управляемой кучностью. При этом в качестве центральной ракеты заявляемого устройства можно использовать ракету системы "Смерч", которая в своей конструкции уже имеет блок корректировки траектории движения по тангажу и рысканию, а в качестве периферийных ракет брать ракеты системы "Град". Кроме этого, заявляемое устройство прямоточно-эжекторного ракетоносителя, в котором блок управления полетом, наведения на цель и расстыковки размещен только на одной, центральной ракете, уже является экономически выгодным в отличие от новейшей системы залпового огня "Смерч", в которой каждая ракета снабжена аналогичным блоком. The usefulness of the claimed device lies in the fact that it, by its functional purpose, can advantageously replace known objects of technology - the Grad, Hurricane and Tornado volley fire systems, or at least be competitive with them. This is because the claimed device, as well as the well-known multiple launch rocket systems, provides delivery of missiles for delivering a combat strike. But unlike the well-known systems that hit the target by successive strikes with individual missiles over time, the claimed direct-flow ejector carrier can hit the same target at once with one blow. Moreover, the claimed device provides for the use of tactical-class missiles from Grad, Hurricane or Tornado multiple launch rocket systems and thus further increases the degree of unification of missiles from these multiple launch rocket systems. Moreover, the use of missiles from these systems in the inventive device gives a clear benefit (creates an economic and military-strategic effect), because provides reduction of flight time to a combat target and provides a massive strike with maximum and controlled accuracy. At the same time, the Smerch system rocket can be used as the central rocket of the claimed device, which in its design already has a block for adjusting the trajectory of pitch and yaw, and Grad rockets can be used as peripheral rockets. In addition, the inventive direct-flow ejector carrier device, in which the flight control, aiming and undocking unit is located on only one central missile, is already economically advantageous in contrast to the latest Smerch multiple launch rocket system, in which each missile is equipped with a similar block.

Источники информации
1. Б.В.Орлов, Г.Ю.Мазинг, А.Л.Рейдель, М.Н.Степанов, Ю.И.Топчиев. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. - М.: Машиностроение, 1967, стр.14.Sources of information
1. B.V. Orlov, G.Yu. Masing, A.L. Reidel, M.N. Stepanov, Yu.I. Topchiev. Fundamentals of designing ramjet engines. - M.: Mechanical Engineering, 1967, p. 14.

2. Г. Ю. Мазинг. Теория прямоточного воздушно-реактивного двигателя. (Конспект лекций). - М. : издательство Всесоюзного заочного машиностроительного института, 1977, с.7 (рис.3), с. 44. 2. G. Yu. Masing. The theory of ramjet engine. (Lecture notes). - M.: publishing house of the All-Union Correspondence Engineering Institute, 1977, p. 7 (Fig. 3), p. 44.

3. Решение экспертизы ВНИИГПЭ по заявке N 4000835/23 от 17.06.86 г. 3. The decision of the examination of VNIIGPE on the application N 4000835/23 of 06/17/86

4. Патент США N 3049876 от 1962 г., кл. 60-230 (прототип). 4. US patent N 3049876 from 1962, CL. 60-230 (prototype).

Claims

1. A direct-flow ejector carrier made in the form of a central rocket with an autonomous engine, around which on the pylons an tubular afterburning chamber is placed axisymmetrically, characterized in that the carrier rocket contains a tactical class solid-propellant engine equipped with an accelerated shot charge and a radar control unit in flight, guidance on the target and undocking around which on the inner perimeter of the inlet of the afterburner are installed with shutters between between the lateral surfaces and with the formation of a tubular cavity, tactical-class peripheral solid-fuel rockets, while the tail parts of these missiles are placed in the mounting sockets, and their head parts are equipped with a hollow annular cone, which is connected by the upper pylons through the ring to the head of the central rocket, the tail of which is located in a separate nest connected by lower pylons to the afterburner and rods with the ring of the head of the central rocket, while the upper and lower pylons are made with a flap and for deflecting the ejected stream of from 0 to 60 ^o relative to the direction of flow stream.

2. The launch vehicle according to claim 1, characterized in that the charge of the forced ejection, for example, pyroxylin, is placed in tubular rods, the lower part of which is provided with annular discontinuous grooves, while the bottom of the rods are plugged with bolts from the mounting socket of the central missile, and the upper part of the rods rigidly fastened to the ring of the head part, and to which the electric detonators are connected.

3. The rocket launcher according to claim 1, characterized in that the flaps are mounted tensioned to the side surfaces of two adjacent peripheral missiles and are rigidly fixed at one end between the two slots and the afterburner, and the second end of each flap is buried under the outer ring of the hollow annular cone.

4. The rocket carrier according to claim 1, characterized in that the mounting sockets are made in the form of rings rigidly connected to each other and to the afterburner, the inner diameter of which is equal to the outer diameter of the tail parts of the peripheral rockets, while the lower part of each ring has an inner diameter with a smaller diameter providing the necessary deepening of each rocket into the nest.

5. The rocket carrier according to claim 1, characterized in that the hollow annular cone is made of two thin-walled rings rigidly connected to the same diameter, the outer and inner, forming a hollow cone in cross section, with pylons rigidly attached to the inner ring connecting it to a separate ring rigidly planted on the head of the central rocket.

6. The rocket carrier according to claim 1, characterized in that the flaps are equipped with a device for rigidly fixing the deflection angle.

7. The rocket carrier according to claim 3, characterized in that the shutters are T-shaped in cross section.