RU2371657C1

RU2371657C1 - Rocket launcher

Info

Publication number: RU2371657C1
Application number: RU2008128753/02A
Authority: RU
Inventors: Николай Яковлевич Кириленко (RU); Николай Яковлевич Кириленко
Original assignee: Николай Яковлевич Кириленко
Priority date: 2008-07-16
Filing date: 2008-07-16
Publication date: 2009-10-27

Abstract

FIELD: combat equipment.

SUBSTANCE: rocket launcher comprises open-face launching tube coupled with the carrier and open-face adapter fitted inside aforesaid tube. Adapter inner surfaces feature radial lengthwise cutouts seats inclined towards aforesaid cutouts that communicate with the former on the tube outlet side.

EFFECT: increased degree of injection stream killing.

3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб.The invention relates to rocket technology and can be used to launch rockets from flowing launch tubes.

Известно устройство для запуска противотанковых управляемых ракет (см. патент РФ №2097672, М. кл. F41F3/04, 1997 г.), содержащее проточную пусковую трубу, связанную с носителем, закрепленный в заднем сечении трубы проточный насадок.A device for launching anti-tank guided missiles (see RF patent No. 2097672, M. CL F41F3 / 04, 1997), containing a flow-through launch tube connected to the carrier, fixed in the rear section of the pipe flow nozzles.

Данное устройство обеспечивает надежную эксплуатацию ракет при транспортировке. Однако наблюдается газодинамическое воздействие на носитель при старте ракет.This device provides reliable operation of missiles during transportation. However, there is a gas-dynamic effect on the carrier at launch.

Известно устройство для запуска ракеты (см. патент на изобретение РФ №2275578, 2006 г. «Устройство для запуска ракет», М. кл. F41F 3/04), содержащее проточную пусковую трубу, связанную с носителем, закрепленный в выходном сечении трубы проточный насадок, при этом на внутренней поверхности насадка выполнены радиальные проточные в продольном направлении прорези.A device for launching a rocket is known (see patent for the invention of the Russian Federation No. 2275578, 2006. “A device for launching rockets”, M. class F41F 3/04), containing a flow-through launch tube connected to the carrier, fixed in the output section of the pipe nozzles, while on the inner surface of the nozzle made radial flowing in the longitudinal direction of the slot.

Данное устройство обеспечивает снижение газодинамического воздействия истекающей струи на насадок за счет образования так называемой «ребристой» струи, однако степень гашения истекающей газовой струи недостаточна.This device provides a reduction in the gas-dynamic effect of the flowing jet on the nozzles due to the formation of the so-called "ribbed" jet, however, the degree of quenching of the flowing gas jet is insufficient.

Задачей изобретения является повышение степени гашения истекающей газовой струи при старте ракеты из проточной пусковой трубы.The objective of the invention is to increase the degree of quenching of the expiring gas stream when starting a rocket from a flowing launch tube.

Указанная задача решается тем, что в устройстве для запуска ракет, содержащем проточную пусковую трубу, связанную с носителем, закрепленный в выходном сечении трубы проточный насадок, при этом на внутренней поверхности насадка выполнены радиальные проточные в продольном направлении прорези, в насадке выполнены карманы, наклоненные к прорезям и сообщенные с ними со стороны выходного сечения пусковой трубы.This problem is solved in that in the device for launching missiles containing a flowing launch tube connected to the carrier, flowing nozzles fixed in the outlet section of the pipe, while on the inner surface of the nozzle there are radial flowing holes in the longitudinal direction of the slot, pockets inclined to slots and communicated with them from the output section of the launch tube.

На фиг.1 изображено устройство для запуска ракеты, общий вид; на фиг.2 - вид 1 на фиг.1 в разрезе, на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2.Figure 1 shows a device for launching a rocket, a General view; figure 2 is a view 1 in figure 1 in section, figure 3 is a section aa in figure 2.

Устройство для запуска ракет содержит проточную пусковую трубу 1, связанную с носителем 2, закрепленный в выходном сечении трубы 1 проточный насадок 3, на внутренней поверхности которого выполнены радиальные проточные в продольном направлении прорези 4. В насадке 3 выполнены карманы 6, наклоненные к прорезям 4 и сообщенные с ними со стороны выходного сечения пусковой трубы 1.The device for launching missiles contains a flowing launch tube 1 connected to the carrier 2, fixed in the output section of the pipe 1 flow nozzles 3, on the inner surface of which are made radial flowing in the longitudinal direction of the slot 4. In the nozzle 3 there are pockets 6 inclined to the slots 4 and communicated with them from the output section of the launch tube 1.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

При запуске двигателя ракеты 5 и ее старте истекающая газовая струя заполняет проточную пусковую трубу 1 и проточный насадок 3. При прохождении истекающей газовой струи через проточный насадок 3 и радиальные проточные в продольном направлении прорези 4 образуется так называемая «ребристая» струя, которая при взаимодействии с окружающей средой распадается, снижая свое газодинамическое воздействие на носитель 2. При попадании газовой струи в карманы 6 в них образуются газовые вихри, при этом компонент скорости, направленный вдоль карманов 6, заставляет двигаться газовые вихри вдоль них, что вызывает винтовое движение газа. Далее вихревой жгут поступает в радиальные проточные в продольном направлении прорези 3, а по ним - к заднему сечению пусковой трубы 1. 3а счет тангенциальной составляющей скорости вихря происходит его взаимодействие с пограничным слоем истекающей струи, что приводит к усилению струйной неустойчивости острых углов в струе, повышению уровня начальной турбулентности на границах струи и способствует большему подмешиванию наружного воздуха к струе и тем самым быстрому затуханию скорости воздушного потока.When the rocket engine 5 starts and starts, the outflowing gas jet fills the flowing start tube 1 and the flowing nozzle 3. When the outgoing gas jet passes through the flowing nozzle 3 and the radial flowing in the longitudinal direction of the slot 4, a so-called "ribbed" jet is formed, which when interacting with decomposes by the environment, reducing its gas-dynamic effect on the carrier 2. When a gas jet enters the pockets 6, gas vortices are formed in them, and the velocity component directed along the pockets 6, makes gas vortices move along them, which causes a helical motion of the gas. Further, the vortex bundle enters the radial flow channels in the longitudinal direction of the slot 3, and along them to the rear section of the launch tube 1. 3a, due to the tangential component of the velocity of the vortex, it interacts with the boundary layer of the outflowing jet, which leads to increased jet instability of sharp angles in the jet, increase the level of initial turbulence at the boundaries of the jet and contributes to a greater mixing of external air to the jet and thereby the rapid attenuation of the air flow rate.

Таким образом, эффективность предложенного изобретения заключается в повышении степени гашения истекающей струи за счет повышения уровня турбулентности истекающего газового потока при старте ракеты из проточной пусковой трубы.Thus, the effectiveness of the proposed invention is to increase the degree of quenching of the expiring jet by increasing the level of turbulence of the expiring gas stream when starting a rocket from a flowing launch tube.

Claims

A device for launching missiles, comprising a flowing launch tube connected to the carrier and a flowing nozzle fixed in the outlet section of the pipe, on the inner surface of which radial flow holes are made in the longitudinal direction, characterized in that the nozzle has pockets inclined to the slots and in communication with them from the output section of the launch tube.