RU2660111C2 - Способ охлаждения внутренней поверхности транспортно-пускового контейнера (ТПК) при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты и ТПК для его осуществления - Google Patents
Способ охлаждения внутренней поверхности транспортно-пускового контейнера (ТПК) при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты и ТПК для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2660111C2 RU2660111C2 RU2016151821A RU2016151821A RU2660111C2 RU 2660111 C2 RU2660111 C2 RU 2660111C2 RU 2016151821 A RU2016151821 A RU 2016151821A RU 2016151821 A RU2016151821 A RU 2016151821A RU 2660111 C2 RU2660111 C2 RU 2660111C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch
- tpk
- tlc
- rocket
- combustion products
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 9
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 8
- 239000004570 mortar (masonry) Substances 0.000 title claims abstract description 6
- 239000000843 powder Substances 0.000 title claims abstract 3
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 title abstract description 5
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 20
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 claims abstract description 7
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 9
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 4
- 239000000112 cooling gas Substances 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 16
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 8
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 3
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 2
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
- F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
- F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к средствам запуска твердотопливной ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК). В способе охлаждения внутренней поверхности ТПК при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты в полость ТПК с донной его части вдувается вдоль внутренней поверхности по периметру ТПК низкотемпературный инертный газ с расходом пропорционально расходу продуктов сгорания заряда ПАДа. ТПК для минометного старта твердотопливной ракеты содержит корпус в виде трубы с дном, в котором установлен ПАД старта. Донная часть трубы ТПК выполнена в виде поднутренного стакана с фланцем для наружного крепления к трубе ТПК. Снаружи стакана по периметру расположены низкотемпературные (≤100°С) пиротехнические газогенераторы инертного газа, газосвязанные с внутренней полостью ТПК через кольцевой ресивер, закрепленный снаружи фланца стакана, и равномерно расположенные во фланце стакана отверстия. Техническим результатом группы изобретений является сокращение сроков эвакуации пусковой установки после старта ракеты. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Настоящее техническое решение относится к средствам запуска твердотопливной ракеты наземного базирования из транспортно-пускового контейнера (ТПК), находящегося на пусковой установке (ПУ). (См., например, кн. Энциклопедия отечественного ракетного оружия, 1817-2002 гг.», гл. 24, «Межконтинентальная баллистическая ракета РТ-2ПМ «Тополь», с. 496-498; ракета «Пионер», с. 494-495).
В существующих ракетных комплексах для проведения работ по эвакуации ПУ после старта ракеты необходимо время ~ 10-15 минут для уменьшения температуры конструкции ТПК, чтобы обслуживающий персонал мог провести завершающие операции.
В современных условиях требования к времени эвакуации ПУ после старта ракеты составляют 3-5 минут.
Эту задачу предлагается решить за счет охлаждения внутренней поверхности ТПК от продуктов сгорания заряда ПАДа старта (~ 2000°С) путем вытеснения горячего газа из полости ТПК за счет вдува в полость ТПК со стороны донной его части вдоль внутренней поверхности по периметру ТПК низкотемпературного (~ 100°С) инертного газа (например, азота).
Для этого предлагается донную часть трубы ТПК, в которой установлен ПАД старта, выполнить в виде поднутренного стакана с фланцем для наружного крепления к трубе ТПК, причем снаружи стакана по периметру расположены низкотемпературные (~ 100°С) пиротехнические газогенераторы (HIT) инертного газа (например, азота), газосвязанные с внутренней полостью ТПК через кольцевой ресивер, закрепленный снаружи фланца стакана, и равномерно расположенные во фланце стакана отверстия.
Предложенный способ охлаждения внутренней поверхности ТПК при воздействии на нее продуктов сгорания заряда стартового ПАДа при минометном старте твердотопливной ракеты и ТПК для его осуществления поясняется чертежом, изображенным на фиг. 1.
Здесь: труба (1) ТПК, выполненная из стеклопластика, за наружный фланец пристыкована к дну (2) ТПК, выполненного в виде поднутренного стакана с фланцем для крепления к трубе ТПК. Вокруг цилиндрической части дна (2) расположены низкотемпературные газогенераторы (НГГ) (3), которые через газоходы (4) соединены с кольцевым ресивером (5), закрепленным снаружи фланца стакана дна (2), осуществляется газовая связь с полостью ТПК. НГГ (3) имеют узлы задействования (7), связанные с системой управления стартом ракеты.
На фиг. 1 пунктиром обозначены: ПАД старта (8), хвостовой отсек стартового двигателя (9).
В качестве источника инертного газа могут быть применены пиротехнические азотгенерирующие устройства (см., например, патент RU №2347979), содержащие корпус с камерой сгорания, заряд твердого источника азота (~ 60% выхода азота), блок охлаждения азота, обеспечивающий температуру на выходе ~ 100°С.
При движении ракеты в ТПК обеспечивается примерно постоянное давление в полости между торцевой плоскостью хвостового отсека стартового отсека и стенкой ТПК (~ 5 кГ/см2) за счет прогрессивного расхода газа ПАДа старта из-за увеличивающегося объема внутренней полости ТПК.
Для обеспечения минимального теплового воздействия от высокотемпературных продуктов сгорания заряда ПАДа старта на стенку ТПК создается кольцевой пристеночный слой низкотемпературного азота, поступающего из ресивера.
При этом расход низкотемпературного азота пропорционален росту расхода газов от ПАДа старта.
После вылета ракеты из ТПК высокотемпературные продукты сгорания заряда ПАДа старта, находящиеся в полости ТПК при давлении в ~ 5кГ/см2, истекают из ТПК в течение ~ 0,5 с.
Остаточное давление составляет 0,5-1,5 кГ/см2 и продолжает оказывать тепловое воздействие на внутреннее теплозащитное покрытие ТПК.
В этот момент срабатывают НГГ, обеспечивая максимальный расход газа с температурой ~ 100°С для обдувания стенки ТПК и вытеснения из полости ТПК оставшихся там продуктов сгорания заряда ПАДа старта.
Процесс перемешивания и вытеснения горячих газов составляет 2-3 с.
Предложенный способ охлаждения внутренней поверхности ТПК от высокотемпературных продуктов сгорания заряда ПАДа старта ракеты и конструктивное выполнение донной части ТПК с использованием низкотемпературных газогенераторов позволяет уменьшить время воздействия на ТПК горячих газов после запуска ракеты до 3-5 минут, и тем самым дать возможность провести необходимые завершающие операции для эвакуации ПУ за сокращенное время.
При движении ракеты в ТПК обеспечивается расход низкотемпературного газа пропорционально росту расхода газов от ПАДа старта. Для вытеснения горячих газов из полости ТПК после вылета ракеты обеспечивается максимальный расход низкотемпературного газа НГГ для обдувания стенки ТПК. Процесс перемешивания и вытеснения горячих газов составляет 2-3 с.
Предложенный способ охлаждения внутренней поверхности ТПК от высокотемпературных продуктов сгорания заряда ПАДа старта ракеты и конструктивное выполнение донной части ТПК с использованием низкотемпературных газогенераторов позволяет уменьшить время воздействия на ТПК горячих газов после запуска ракеты до 3-5 минут, и тем самым дать возможность провести необходимые завершающие операции для эвакуации ПУ за сокращенное время.
Claims (3)
1. Способ охлаждения внутренней поверхности транспортно-пускового контейнера (ТПК) при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты, состоящий в том, что в полость ТПК с донной его части вдувается вдоль внутренней поверхности по периметру ТПК низкотемпературный (≤100°С) инертный газ с расходом пропорционально расходу продуктов сгорания заряда ПАДа.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что после вылета ракеты из ТПК для вытеснения высокотемпературных продуктов сгорания ПАДа из полости ТПК охлаждающий газ подается в полость ТПК с избыточным давлением.
3. Транспортно-пусковой контейнер (ТПК) для минометного старта твердотопливной ракеты, содержащий корпус в виде трубы с дном, в котором установлен ПАД старта, отличающийся тем, что донная часть трубы ТПК выполнена в виде поднутренного стакана с фланцем для наружного крепления к трубе ТПК, причем снаружи стакана по периметру расположены низкотемпературные (≤100°С) пиротехнические газогенераторы (НГГ) инертного газа, газосвязанные с внутренней полостью ТПК через кольцевой ресивер, закрепленный снаружи фланца стакана, и равномерно расположенные во фланце стакана отверстия.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016151821A RU2660111C2 (ru) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Способ охлаждения внутренней поверхности транспортно-пускового контейнера (ТПК) при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты и ТПК для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016151821A RU2660111C2 (ru) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Способ охлаждения внутренней поверхности транспортно-пускового контейнера (ТПК) при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты и ТПК для его осуществления |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016151821A RU2016151821A (ru) | 2018-06-28 |
| RU2016151821A3 RU2016151821A3 (ru) | 2018-06-28 |
| RU2660111C2 true RU2660111C2 (ru) | 2018-07-04 |
Family
ID=62814072
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016151821A RU2660111C2 (ru) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Способ охлаждения внутренней поверхности транспортно-пускового контейнера (ТПК) при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты и ТПК для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2660111C2 (ru) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2294510C1 (ru) * | 2005-06-23 | 2007-02-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" | Транспортно-пусковой контейнер преимущественно для оружия типа торпеды |
| RU2544253C1 (ru) * | 2013-10-24 | 2015-03-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера и устройство для его осуществления |
| US20160178317A1 (en) * | 2014-01-27 | 2016-06-23 | Sparton Corporation | Payload launch system and method |
-
2016
- 2016-12-28 RU RU2016151821A patent/RU2660111C2/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2294510C1 (ru) * | 2005-06-23 | 2007-02-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" | Транспортно-пусковой контейнер преимущественно для оружия типа торпеды |
| RU2544253C1 (ru) * | 2013-10-24 | 2015-03-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера и устройство для его осуществления |
| US20160178317A1 (en) * | 2014-01-27 | 2016-06-23 | Sparton Corporation | Payload launch system and method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016151821A (ru) | 2018-06-28 |
| RU2016151821A3 (ru) | 2018-06-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3167016A (en) | Rocket propelled missile | |
| CN107218857A (zh) | 微型导弹 | |
| WO2020128437A3 (en) | A munition and munition assembly | |
| RU2660111C2 (ru) | Способ охлаждения внутренней поверхности транспортно-пускового контейнера (ТПК) при воздействии на нее продуктов сгорания стартового порохового аккумулятора давления (ПАД) при минометном старте твердотопливной ракеты и ТПК для его осуществления | |
| RU2016148350A (ru) | Разведывательно-огневой комплекс вооружения БМОП | |
| CN106553774B (zh) | 一种多点集成弹射的燃气管路网络式弹射装置 | |
| RU2544253C1 (ru) | Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера и устройство для его осуществления | |
| CN203501904U (zh) | 一种破片发射器 | |
| CN117028065A (zh) | 一种大推力比的单室双推力固体火箭发动机 | |
| CN113494386B (zh) | 一种小型化多功能的火箭发动机 | |
| KR101651333B1 (ko) | 잠수함의 무장발사 시스템 및 방법 | |
| FR2311271A1 (fr) | Systeme d'arme leger, notamment antichar | |
| RU2681733C1 (ru) | Камера жрд | |
| RU2484418C1 (ru) | Зенитная ракета | |
| RU99607U1 (ru) | Гранатомет с камерой высокого давления радиально-осевого диспергирования реакционной инертной массы запирающего типа двухтактного действия | |
| US3425316A (en) | Exothermic steam generator | |
| RU192138U1 (ru) | Направляющее устройство для запуска ракет | |
| RU2547963C1 (ru) | Способ старта летательного аппарата (варианты) | |
| CN105222647A (zh) | 一种利用二次燃烧调整弹射深度的推进装置 | |
| RU166294U1 (ru) | Заряд твердого ракетного топлива | |
| RU2715450C1 (ru) | Многорежимный ракетный двигатель | |
| RU155579U1 (ru) | Многоступенчатая ракета | |
| RU2007117410A (ru) | Способ выстреливания гранаты и гранатомет для его реализации | |
| RU2724195C1 (ru) | Высокоскоростной летательный аппарат | |
| RU2386921C1 (ru) | Многоступенчатая зенитная ракета и способ ее боевого применения |