RU2579594C1 - Способ пуска ракет, ракета и устройство для этого - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетном оружии. Устройство пуска ракет содержит один контейнер, закрепленный на осях вращения с возможностью управляемого поворота, с крестообразной продольной перегородкой, образующей четыре отделения, две откидываемые в сторону горизонтальные крышки. Ракета содержит внутренние или сбрасываемые стартовые ракетные двигатели, самозаклинивающие овальные обоймы. Осуществляют первичный подъем ракеты из транспортно-пускового контейнера с помощью действия стартовых ракетных двигателей из горизонтального положения ракеты, поворачивают ракету в нужное направление во время подбрасывания. Изобретение позволяет осуществлять запуск ракет сходу и увеличить количество перевозимых ракет на транспортно-пусковой установке. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к управляемым ракетам всех классов - к зенитным, баллистическим, средней дальности, крылатым ракетам и т.п., кроме подводных лодок. Особенно рекомендуется для ракет «С-500» и «Искандер-М». Изобретение, кроме прочих достоинств, делает пусковые установки менее заметными и менее уязвимыми.

Известен и является сейчас основным холодный минометный способ пуска - «Тополь-М», «С-400» и т.п., см., например, пат. №2239764. Иногда при этом применяются «боковые» ракетные двигатели, поворачивающие ракету во время первичного подъема.

Однако в современных условиях, когда обнаружение пусковой установки и наведение на нее вражеских средств поражения занимает секунды, время подготовки к пуску таких ракетных установок непозволительно большое (примеров тому мы знаем множество). На поле боя будущего выживут только установки, имеющие возможность пуска ракет во время движения, или хотя бы во время остановки на несколько секунд.

Особую опасность представляет собой модернизация США своих крылатых ракет - теперь у них есть возможность корректировки прямо в полете. Это значит, что даже остановка на одну минуту может оказаться смертельной.

Если учесть еще и диверсионный фактор, то указанная способность пуска с ходу становится жизненно необходимой.

Задача и технический результат изобретения - пуск ракет с ходу, причем с ориентацией ее в направлении будущего движения, а также возможность перевозки как можно большего количества ракет на транспортно-пусковой установке.

СПОСОБ. Для этого способ первичного подъема ракеты из транспортно-пускового контейнера осуществляется путем действия расположенных внутри ракеты или сбрасываемых ракетных двигателей (далее - «стартовых») из горизонтального положения ракеты, причем носовой (носовые) ракетный двигатель работает дольше, чем задний (задние) или средний (средние), и/или имеет бòльшую тягу, чем они (здесь и далее все направления даны относительно положения ракеты).

То есть контейнер во время старта остается в горизонтальном положении.

Тяга носового стартового двигателя сделана больше, чем заднего, или он работает дольше для того, чтобы в верхней точке первичного подъема (далее - «подбрасывания») ракеты она развернулась носом в зенит, см. фиг. 1. Однако, если ракета при подбрасывании еще и разворачивается в горизонтальной плоскости с помощью отклоняемых векторов тяги стартовых двигателей (см. ниже), то необязательно разворачивать ракету носом в зенит, оптимальным будет разворот всего на 45-60 градусов к горизонтали. Это даст возможность перед включением основного двигателя ракеты придать ей любое положение по азимуту и по углу возвышения.

Если выбирать из двух подвариантов - носовые двигатели работают дольше, или же носовые двигатели имеют бòльшую тягу, то следует отдать предпочтение первому подварианту, иначе во время подбрасывания ракета будет не только подниматься, но и смещаться назад. Можно иметь вообще только один стартовый двигатель, но при этом он будет давать тот же недостаток, не считая компоновочных недостатков.

Вектор тяги стартовых двигателей имеет возможность управляемо отклоняться от вертикального положения для коррекции негоризонтального положения пусковой установки и для поворота ракеты в нужном направлении во время подбрасывания.

РАКЕТА. Ракета для этого содержит внутренние или сбрасываемые стартовые ракетные двигатели, вектор тяги которых направлен вниз и имеет возможность управляемо отклоняться от вертикали.

Для того чтобы не нести отработавшие стартовые двигатели во время всего полета, двигатели желательно сбрасывать после пуска через заданное время, или сразу, но в стороны (чтобы падающие двигатели не повредили пусковую установку).

Для более компактного размещения в контейнере сбрасываемых стартовых двигателей следует отдать предпочтение компоновке с двумя носовыми и двумя задними стартовыми двигателями в виде цилиндров с вертикально ориентированным соплом в средней и/или в торцевой части, причем стартовые двигатели расположены соосно продольной оси ракеты, расположены снизу-сбоку ракеты и имеют возможность перед стартом или во время него управляемо поворачиваться относительно своей продольной оси. Такие стартовые двигатели хорошо компонуются в подковообразный контейнер, см. фиг. 2.

Причем три или четыре сопла предпочтительнее одного (два по торцам и посередине), так как каждое из них при этом имеет малую длину.

Возможны еще одна или даже две-три пары средних стартовых двигателей, расположенных аналогично - это хорошо распределяет усилие от стартовых двигателей на корпус ракеты и делает каждый двигатель меньше по диаметру. Но увеличение числа двигателей удорожает установку и делает ее менее надежной.

При пуске в стесненных условиях поворот векторов тяги стартовых двигателей должен иметь возможность блокироваться во избежание ошибочного включения.

Чтобы после включения стартовых двигателей они не изменили заданное положение, они закреплены на ракете в самозаклинивающих овальных обоймах.

УСТРОЙСТВО. Устройство для пуска ракет по данному способу содержит один контейнер с крестообразной продольной перегородкой, образующей четыре отделения, и имеющий сверху и снизу по две откидываемых в сторону горизонтальных крышки, причем контейнер спереди и сзади симметрично закреплен на осях вращения с возможностью управляемого поворота.

Устройство может быть установлено на шасси любого типа.

На фиг. 1, 2 показано функционирование ракеты и установки по данному способу - вид сбоку, вид сзади. Ракета 1 расположена в контейнере 2, имеющем вид примерно квадратного в поперечном сечении параллелепипеда с крестообразной продольной перегородкой 3, образующей четыре отделения подковообразной формы 4, каждое из которых имеет откидывающуюся вбок полукруглую крышку 5. Снизу-сбоку ракеты имеется четыре соосных стартовых цилиндрических двигателя 6 с соплами, расположенными посередине двигателя и изначально направленными вниз.

Контейнер 2 шарнирно закреплен на двух кронштейнах 7 - спереди и сзади.

Работают способ, ракета и установка так: если пусковая установка стоит не на горизонтальном участке местности, то предварительно контейнер слегка поворачивают на кронштейнах 7 так, чтобы хотя бы в поперечном направлении контейнер стоял горизонтально (пуск с хода надо производить на относительно ровном участке дороги). Перед стартом устанавливаются в нужное положение (с отклонением вектора тяги от вертикали, если это нужно) стартовые двигатели 6, открывается крышка 5, и включаются стартовые двигатели. После включения за счет своей тяги цилиндры стартовых двигателей самозаклиниваются в овальных (еле заметно напоминающих яйцо) обоймах (втулках). Два носовых двигателя работают чуть дольше, и разворачивают ракету носом вверх под конструктивно определенным углом (45-60 градусов).

Одновременно отклоненные векторы стартовых двигателей поворачивают ракету на нужный азимут. Немного не доходя до заданного азимута, включается основной двигатель ракеты, и она начинает движение. В процессе этого движения за счет своих средств управления ракета останавливает вращение в горизонтальной и вертикальной плоскостях и движется к цели. А стартовые двигатели сбрасываются через 1-2 секунды после пуска основного двигателя, или катапультируются вниз под углом 45 градусов.

Если стартовые двигатели не самозаклиниваются в обоймах, а имеют возможность управляться по вектору во время всего подбрасывания, то остановить движение по азимуту можно с помощью них. Для этого незадолго до поворота на нужный азимут они отклоняются от вертикали в другую сторону, и поворот ракеты в горизонтальной плоскости прекращается.

Выпустив две верхних ракеты, крышки отделений 4 закрывают и поворачивают контейнер 2 на 180 градусов. Готовы к пуску две нижние ракеты.

При пуске с ходу пусковой установке не следует двигаться со скоростью больше 30-40 км/ч, так как струи стартовых двигателей и струя основного двигателя ракеты могут сместить установку, и она может съехать в кювет.

Кроме указанного преимущества (пуск с ходу) данное изобретение имеет еще два важных преимущества: малая заметность (нет торчащих «труб»), и малая уязвимость - установка может заехать в овраг или в эскарп, и оказаться ниже уровня земли. В этом положении ей не страшны осколки от близких разрывов снарядов.

Например, пусковая установка может спрятаться на узкой улице в городском квартале (если мешают провода - обрезать), или на лесной проселочной дороге (если мешает сук над дорогой, его можно спилить или отстрелить из снайперской винтовки), и соответствующе замаскироваться. При этом надо не забыть включить блокировку отклонения векторов стартовых двигателей от вертикали, а то при подбрасывании и повороте ракета может задеть дом или дерево. В сельской местности установка может заехать на огород и «притвориться» сараем, особенно, если она будет соответствующе окрашена.

Claims (8)

1. Способ пуска ракет, отличающийся тем, что способ первичного подъема ракеты из транспортно-пускового контейнера осуществляется путем действия расположенных внутри ракеты или сбрасываемых ракетных двигателей (далее - «стартовых») из горизонтального положения ракеты, причем носовой или носовые ракетный двигатель работает дольше, чем задний или задние, или средний или средние, и/или имеет бо`льшую тягу, чем они (здесь и далее все направления даны относительно направления основного движения ракеты).

2. Способ пуска ракет по п. 1, отличающийся тем, что вектор тяги этих двигателей имеет возможность управляемо отклоняться от вертикального положения для коррекции негоризонтального положения пусковой установки и для поворота ракеты в нужном направлении во время подбрасывания.

3. Ракета для осуществления способа по пп. 1, 2, отличающаяся тем, что содержит внутренние или сбрасываемые стартовые ракетные двигатели, вектор тяги которых направлен вниз, но имеет возможность управляемо отклоняться от вертикали.

4. Ракета по п. 3, отличающаяся тем, что двигатели сбрасываются после пуска через заданное время, или сразу, но в стороны.

5. Ракета по п. 3, отличающаяся тем, что имеет два носовых и два задних стартовых двигателя в виде цилиндров с вертикально ориентированным соплом в средней и/или в торцевой части, причем стартовые двигатели расположены соосно продольной оси ракеты, расположены снизу-сбоку ракеты и имеют возможность перед стартом или во время него управляемо поворачиваться относительно своей продольной оси.

6. Ракета по п. 3, отличающаяся тем, что поворот векторов тяги стартовых двигателей имеет возможность блокироваться.

7. Ракета по п. 3, отличающаяся тем, что стартовые двигатели закреплены на ракете в самозаклинивающих овальных обоймах.

8. Устройство для осуществления способа по п. 1, отличающееся тем, что содержит один контейнер с крестообразной продольной перегородкой, образующей четыре отделения, и имеющий сверху и снизу по две откидываемых в сторону горизонтальных крышки, причем контейнер спереди и сзади симметрично закреплен на осях вращения с возможностью управляемого поворота.

Images