RU2528508C2 - Пусковая установка для авиационных ракет - Google Patents
Пусковая установка для авиационных ракет Download PDFInfo
- Publication number
- RU2528508C2 RU2528508C2 RU2012149620/11A RU2012149620A RU2528508C2 RU 2528508 C2 RU2528508 C2 RU 2528508C2 RU 2012149620/11 A RU2012149620/11 A RU 2012149620/11A RU 2012149620 A RU2012149620 A RU 2012149620A RU 2528508 C2 RU2528508 C2 RU 2528508C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launcher
- deflector
- housing
- launch
- missiles
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Installation Of Indoor Wiring (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационного вооружения. В корпусе пусковой установки с силовым набором, узлом подвески к летательному аппарату и электросистемой для подачи пусковых импульсов в торцевые диски установлены пусковые трубы для ракет. Над пусковыми трубами установлен защитный дефлектор, который соединен с промежуточным обтекателем. Промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса. На поверхностях дефлектора и пусковых труб выполнена сквозная перфорация. Изобретение направлено на снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из пусковой установки вертолета, вызывающего неустойчивость работы двигателя вертолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к пусковым установкам (далее - ПУ) типа «блок» для размещения в них и пуска авиационных ракет (далее - ракет) неуправляемых, корректируемых и управляемых с вертолета.
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 (Б8В20, Б13Л1, Б8В7) с плоским передним торцом, отличающиеся друг от друг количеством труб, их калибром и габаритами и включающие корпус цилиндрической формы, внутри которого расположен комплект направляющих пусковых труб, служащих выходом ракет из ПУ при произведении пуска и закрепленных в торцевых дисках корпуса, узлы подвески к вертолету и электрическую систему для подачи пусковых импульсов.
Наиболее близкой к заявленому изобретению по технической сущности и достигаемому при его использовании техническому результату является описанная в указанном источнике (см. стр.268) пусковая установка (блок орудий Б13Л1) для авиационных ракет, имеющая типовой состав входящих элементов известных ПУ, т.е. включающая комплект пусковых труб, заключенных в корпус с торцевыми дисками, имеющими соосные отверстия для установки труб, узлы подвески ПУ к вертолету и электросистему для запуска ракет.
Общим недостатком известных ПУ является способность накапливать горячий газ факела ракеты при старте в пусковых трубах и на переднем торцевом диске корпуса, причем после выхода ракет из ПУ горячая газовая струя факела резко переходит с торцевого диска на цилиндрический корпус установки, тормозится на переднем торцевом диске с резким повышением давления, что приводит к развороту струи в плоскости диска поперек продольной оси ПУ, в том числе в направлении к воздухозаборникам вертолета. Попадание имеющей высокую скорость горячей струи газа в воздухозаборники резко искажает картину потока воздуха в турбовальных двигателях вертолета, что приводит к их помпажу со снижением оборотов или их полной остановке, создавая тем самым аварийную обстановку. Работа двигателя вертолета в режиме помпажа приводит к его разрушению из-за недопустимого повышения температуры газов перед турбиной и потере прочности ее лопаток, поэтому при возникновении помпажа двигатель должен быть переведен в режим «малый газ», на котором помпаж исчезнет сам собой или отключен. Рост температуры газов может достигнуть нескольких сот градусов в секунду и время для принятия решения экипажем ограничено. Проблема усугубляется и тем, что в момент выхода из ПУ факел ракеты, имеющий радиус не менее 1 м, на расстоянии от сопла в 5 м, встречает осевое сопротивление от тупой носовой части ПУ. Это приводит к развороту струи в поперечном направлении и увеличению радиуса факела до 2-3 раз. Все меры по устранению факела догорания за соплом ракеты лишь уменьшают вероятность нарушений нормальной работы двигателя вертолета, но не приводят к их полному устранению. Объясняется это тем, что даже при отсутствии факела догорания температуры в струях достаточно высоки, чтобы вызвать помпаж двигателя вертолета на удалениях ракеты в десятки метров.
Техническая задача настоящего изобретения состоит в устранении упомянутых выше недостатков, а именно - снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из ПУ с вертолета, вызывающего неустойчивости работы или заглохание двигателей вертолета.
Техническим результатом, достигаемым при осуществлении настоящего изобретения, является снижение температуры воздуха на входе в воздухозаборник при старте ракеты в 2-3 раза.
Поставленная задача с достижением технического результата решается тем, что пусковая установка для авиационных ракет, включающая корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, установленные в торцевые диски, узел подвески к летательному аппарату и электросистему для подачи пусковых импульсов, снабжена защитным дефлектором, соединенным с промежуточным обтекателем и выполненным с возможностью полного охвата выступающих из корпуса пусковых труб.
Кроме того, промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса.
Кроме того, на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб выполнена сквозная перфорация.
Кроме того, промежуточный обтекатель выполнен оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.
Снабжение пусковой установки для авиационных ракет защитным дефлектором, выполненным с возможностью полного охвата верхних частей пусковых труб, и выполнение сквозной перфорации на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб препятствует рассеиванию горячего газа в сторону воздухозаборника вертолета.
Выполнение выходных концов пусковых труб перфорированными исключает возникновение ударно-волновых явлений в пусковых трубах, одновременно снижая температуру газа и отдачу.
Снабжение пусковой установки для авиационных ракет промежуточным обтекателем, размещенным между дефлектором и корпусом, способствует уходу газа, накопленного под дефлектором, назад по потоку воздуха.
Наличие оживальной формы в переходной зоне от обтекателя к обшивке корпуса облегчает вытекание горячего газа из-под обечайки на корпус, в поток холодного воздуха, минуя воздухозаборник двигателя.
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 не известно, 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 изображена схема воздействия факела на воздухозаборники;
- на фиг.2 представлен общий вид пусковой установки для авиационных ракет;
- на фиг.3 изображена схема прохождения горячих струй газа факела после установки дефлектора.
В графических материалах соответствующие конструктивные элементы пусковой установки для авиационных ракет обозначены следующими позициями:
1 - корпус;
2 - узел подвески к летательному аппарату;
3 - электросистема для подачи пусковых импульсов;
4 - пусковая труба;
5 - дефлектор;
6 - кронштейны;
7 - промежуточный обтекатель;
8 - ракета;
9 - отверстия дефлектора;
10 - отверстия пусковой трубы.
Пусковая установка для авиационных ракет включает в себя корпус 1 с силовым набором, внутри которого смонтированы закрепленные в торцевых дисках корпуса 1 направляющие пусковые трубы 4 для ракет 8, затворы для фиксации ракет (на чертежах не показаны) и электрическую систему 3 для подачи пусковых импульсов. На корпусе 1 установлен узел 2 подвески к летательному аппарату. На переднем торцевом диске корпуса 1 закреплен промежуточный обтекатель 7, имеющий оживальную форму с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.
Выходные концы направляющих пусковых труб 4 выполнены перфорированными, причем отверстия 10 размещены диаметрально расположенными и выполнены с диаметром 20 мм.
Над пакетом выступающих концов направляющих пусковых труб 4 установлен дефлектор 5 газовых струй, выполненный в виде перфорированной цилиндрической обечайки, которая выполнена с радиусом, соответствующим радиусу корпуса 1, причем ее отверстия 9 расположены в шахматном порядке и выполнены с диаметром 20 мм.
Промежуточный обтекатель 7 имеет пять отверстий для фиксации направляющих пусковых труб 4. Цилиндрическая часть промежуточного обтекателя 7 заменяет обшивку передней части корпуса 1 и составляет 1/3 ее длины. Дефлектор 5 крепится к обтекателю 7 пятью кронштейнами 6.
Приведенный выше вариант конкретного выполнения по изобретению не является единственно возможным. Допускаются различные модификации и улучшения, не выходящие за пределы области действия изобретения, определенного прилагаемой формулой.
Пусковая установка для авиационных ракет работает следующим образом.
ПУ подвешивается на одиночные балочные держатели вертолета и заряжается пятью НАР, что может обеспечить поражение живой силы и техники, наземного или надводного базирования. Пуск НАР производится как одиночными залпами, так и серией.
После пуска ракеты горячий газ ее факела, находящийся в пусковой трубе 2 под давлением, стравливается в атмосферу через отверстия 10, отдавая при этом значительную часть своей энергии. При выходе ракеты из пусковой трубы, содержащей перфорацию, давление, накопившееся в ней, сбрасывается плавно без ударной волны, уменьшая температуру газа, а также отдачу. Скопившийся на промежуточном обтекателе 7 газ, распространяющийся поперек продольной оси ПУ, в том числе и в сторону воздухозаборника двигательной установки вертолета, задерживается дефлектором 5 и вытекает из-под него вместе с набегающим потоком воздуха через конусообразную щель в направлении хвостовой части ПУ, минуя воздухозаборники.
Предложенные в техническом решении конструктивные изменения опробованы на опытном образце.
Испытания проводились в наземных условиях на макете вертолета Ми-28 в вариантах:
- штатной ПУ (Б8В20-А, как базовый);
- опытный образец ПУ с заменой штатных труб на перфорированные;
- опытный образец ПУ с дополнительно установленным перфорированным дефлектором газовых струй.
В итоге: по результатам испытаний опытного образца ПУ, содержащего реализованные отличительные признаки предлагаемой полезной модели, имеет место значительное снижение температуры воздуха на входе в воздухозаборники вертолета при пусках ракет: со 127,7° при первом варианте испытаний, до 76° - при втором и до 42° - при третьем.
Перфорированный дефлектор газовых струй (цилиндрическая обечайка) совместно с перфорацией направляющих пусковых труб обеспечивает наименьшие температурные воздействия в зоне воздухозаборника по сравнению с другими компоновками, а наличие обтекателя оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки обеспечивает плавное обтекание ПУ спутной струей факела с минимальным разворотом в сторону воздухозаборника. Кроме того, было установлено, что отраженные струи факела ракеты имеют значительные размеры, но их плотность меньше, чем в других компоновках. Зона догорания раздроблена струями из перфорации и дефлектором газовых струй, причем раздробленные струйки потока горячего газа незначительной плотности имеют малую дальность в направлении воздухозаборника двигательной установки вертолета.
Claims (4)
1. Пусковая установка для авиационных ракет, включающая корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, установленные в торцевые диски, узел подвески к летательному аппарату и электросистему для подачи пусковых импульсов, отличающаяся тем, что снабжена защитным дефлектором, соединенным с промежуточным обтекателем и выполненным с возможностью полного охвата выступающих из корпуса пусковых труб.
2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса.
3. Установка по п.1, отличающаяся тем, что на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб выполнена сквозная перфорация.
4. Установка по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный обтекатель выполнен оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012149620/11A RU2528508C2 (ru) | 2012-11-20 | 2012-11-20 | Пусковая установка для авиационных ракет |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012149620/11A RU2528508C2 (ru) | 2012-11-20 | 2012-11-20 | Пусковая установка для авиационных ракет |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012149620A RU2012149620A (ru) | 2014-05-27 |
RU2528508C2 true RU2528508C2 (ru) | 2014-09-20 |
Family
ID=50775141
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012149620/11A RU2528508C2 (ru) | 2012-11-20 | 2012-11-20 | Пусковая установка для авиационных ракет |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2528508C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2728207C1 (ru) * | 2019-10-28 | 2020-07-28 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия материально-технического обеспечения имени генерала армии А.В. Хрулёва" | Кассета с сотовой структурой для реактивных снарядов |
RU205552U1 (ru) * | 2021-02-11 | 2021-07-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ имени генерала армии А.В. Хрулева" | Шестигранная кассета с сотовой структурой направляющих для реактивных снарядов |
RU2803099C1 (ru) * | 2023-03-22 | 2023-09-06 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Устройство управления стрельбой неуправляемых авиационных ракет |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2240961C1 (ru) * | 2003-05-16 | 2004-11-27 | Открытое акционерное общество "Камов" | Авиационное пусковое устройство для установки и пуска ракет с летательного аппарата |
RU2259306C1 (ru) * | 2004-09-02 | 2005-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | Авиационное пусковое устройство |
-
2012
- 2012-11-20 RU RU2012149620/11A patent/RU2528508C2/ru active
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2240961C1 (ru) * | 2003-05-16 | 2004-11-27 | Открытое акционерное общество "Камов" | Авиационное пусковое устройство для установки и пуска ракет с летательного аппарата |
RU2259306C1 (ru) * | 2004-09-02 | 2005-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" | Авиационное пусковое устройство |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
"Оружие и технологии России. Энциклопедия. XXI века" / Гл. ред. Н. Спасский.- М.: Издательский дом "Оружие и технологии", том 10, 2008, стр. 268. * |
4. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2728207C1 (ru) * | 2019-10-28 | 2020-07-28 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия материально-технического обеспечения имени генерала армии А.В. Хрулёва" | Кассета с сотовой структурой для реактивных снарядов |
RU205552U1 (ru) * | 2021-02-11 | 2021-07-20 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "ВОЕННАЯ АКАДЕМИЯ МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ имени генерала армии А.В. Хрулева" | Шестигранная кассета с сотовой структурой направляющих для реактивных снарядов |
RU2803099C1 (ru) * | 2023-03-22 | 2023-09-06 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Устройство управления стрельбой неуправляемых авиационных ракет |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012149620A (ru) | 2014-05-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9739296B2 (en) | Channeling fluidic waveguide surfaces and tubes | |
JP6290911B2 (ja) | 二重反転ファン付きターボジェットエンジンにより推進する航空機 | |
CA2689195C (en) | Method and apparatus for aircraft anti-icing | |
US20100163336A1 (en) | Controlled-unaided surge and purge suppressors for firearm muzzles | |
WO2016141106A1 (en) | Channeling fluidic waveguide surfaces and tubes | |
EP2191223B1 (en) | Firearm suppressor | |
CN209654135U (zh) | 一种双室双推力的丁羟复合固体火箭发动机助推器 | |
US7963094B1 (en) | Fragmentor for bird ingestible gas turbine engine | |
RU2528508C2 (ru) | Пусковая установка для авиационных ракет | |
RU131473U1 (ru) | Пусковая установка для авиационных ракет | |
EP2971727B1 (en) | Asymmetric fan nozzle in high-bpr separate-flow nacelle | |
RU131474U1 (ru) | Пусковая установка для авиационных ракет | |
US2787194A (en) | Gun installation in jet aircraft | |
RU144150U1 (ru) | Пусковая установка ракет | |
US4619182A (en) | Arrangement for deflecting powder gases from an aircraft weapon | |
RU2572026C2 (ru) | Пусковая установка для авиационных ракет | |
RU2527250C2 (ru) | Способ уменьшения донного сопротивления и отсоса пограничного слоя подвижных, например, метаемых, тел в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью и тело в форме снаряда или пули с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью | |
CN104929809A (zh) | 爆轰冲压火箭工作方法 | |
RU2580376C2 (ru) | Крылатая ракета, в частности - противокорабельная (варианты) | |
EP3135891A1 (en) | Coanda device for a round exhaust nozzle | |
RU2522687C2 (ru) | Способ создания дополнительной реактивной струи и снижения волнового сопротивления для подвижного, например, метаемого, тела в форме снаряда с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью и тело в форме снаряда с преимущественно оживальной или заострённой носовой частью | |
RU2652595C2 (ru) | Противоградовая ракета | |
CN201628520U (zh) | 前置形推动器及含该推动器的鱼雷 | |
US20100275763A1 (en) | Nozzle | |
RU2158377C1 (ru) | Ракетная часть реактивного снаряда |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |