RU2722633C1 - Vertical air missile launching method - Google Patents
Vertical air missile launching method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2722633C1 RU2722633C1 RU2018144278A RU2018144278A RU2722633C1 RU 2722633 C1 RU2722633 C1 RU 2722633C1 RU 2018144278 A RU2018144278 A RU 2018144278A RU 2018144278 A RU2018144278 A RU 2018144278A RU 2722633 C1 RU2722633 C1 RU 2722633C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- launch
- launching
- carrier
- gas
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретение.The technical field to which the invention relates.
Изобретение относится к способам старта ракет с борта воздушного носителя и может найти применение для обеспечения запуска управляемых ракет, противоракет и баллистических ракет. The invention relates to methods for launching missiles from an airborne carrier and may find application for launching guided missiles, anti-missiles and ballistic missiles.
Уровень техники.The level of technology.
1) Известны аналоги изобретения, имеющее назначение, совпадающее с назначением предлагаемого изобретения: способы запуска ракет, предназначенные для использования на воздушных носителях:1) Known analogues of the invention having a purpose that coincides with the purpose of the invention: methods of launching missiles intended for use on air carriers:
- Способ вывода полезного груза в околоземное пространство с использованием авиационного ракетно-космического комплекса и авиационный ракетно-космический комплекс, Патент РФ № 2265558, B64G 1/00, дата публикации: 06.09.2005;- A method of putting payload into near-Earth space using an aircraft rocket and space complex and an aircraft rocket and space complex, RF Patent No. 2265558,
- Способ запуска многоступенчатой космической ракеты-носителя с использованием самолета-носителя и многоступенчатая ракета-носитель, Патент РФ № 2265559, B64G 1/00, дата публикации: 06.09.2005.- Method for launching a multi-stage space launch vehicle using a carrier aircraft and multi-stage launch vehicle, RF Patent No. 2265559,
Общим недостатком этих изобретений, по-нашему мнению, является размещение и запуск ракет соосно строительной оси носителя, что либо ограничивает углы бросания ракеты, либо вынуждает самолет совершать маневр кабрирования для запуска ракеты, что вызывает падение скорости бросания ракеты в момент отцепки и снижает, таким образом, эффект применения воздушного старта.A common drawback of these inventions, in our opinion, is the placement and launch of missiles coaxially with the carrier axis of the carrier, which either limits the angle of the missile’s throwing, or forces the aircraft to perform a cabling maneuver to launch the missile, which causes a drop in the velocity of the missile’s throwing at the moment of uncoupling and reduces Thus, the effect of applying an air start.
В качестве прототипа изобретения, наиболее близкого по сути к предлагаемому изобретению и которому присуща совокупность признаков, наиболее близкая к совокупности существенных признаков предлагаемого изобретения, рассмотрен способ, предложенный в патенте США – Method for launching a missile, патент № US 2012/0024136 A1, дата публикации - 02.02.2012. As a prototype of the invention, which is closest in essence to the invention and which has a set of features that is closest to the set of essential features of the invention, the method proposed in US Patent No. 2012/0024136 A1, date is considered. Publications - 02.02.2012.
Предложенный способ воздушного запуска ракет предполагает запуск ракеты с использованием для старта маршевого двигателя ракеты из пусковой трубы, размещенной вертикально (или почти вертикально) в фюзеляже самолёта, и дополнительно включает в себя:The proposed method for air launching of missiles involves launching a rocket using a rocket from a launch tube placed vertically (or almost vertically) in the fuselage of the aircraft to start the mid-flight engine, and further includes:
- самоустанавливающиеся пусковые скользящие направляющие рельсы с механическим ограничителем на одной стороне, по которым движется колодка, присоединенная к ракете и движущаяся вдоль остающейся длины рельса, пока ракета не выйдет за пределы самолета, посредством чего исключаются боковые вибрации (колебания) стартующей ракеты;- self-aligning starting sliding guide rails with a mechanical limiter on one side, along which a block attached to the rocket moves and moves along the remaining rail length until the rocket leaves the aircraft, thereby eliminating lateral vibrations (vibrations) of the launching rocket;
- дефлектор в каждой пусковой трубе, прикрепленный к пусковым скользящим направляющим рельсам и выдвигаемый вместе с направляющими рельсами, обеспечивающий отклонение окружающего потока воздуха вокруг ракеты, до момента отсоединения ракеты от направляющих рельсов после выхода из пусковой трубы;- a deflector in each launch tube attached to the launch sliding guide rails and extendable together with the guide rails, providing a deviation of the surrounding air flow around the rocket, until the rocket is disconnected from the guide rails after exiting the launch tube;
- двигатели или гидравлические приводы, обеспечивающие расширение дефлектора во время запуска ракеты;- engines or hydraulic actuators providing expansion of the deflector during rocket launch;
- газовые горелки высокой скорости, смонтированные на носителе или на верхней части дефлектора, обеспечивающие расширение защищаемой зоны пуска по высоте;- high-speed gas burners mounted on a carrier or on the upper part of the deflector, providing an extension of the protected starting zone in height;
- возвращение рельсов и дефлектора назад в пусковую трубу, выключение газовых горелок, что обеспечивает снижение бокового нагружения носителя и результирующих опрокидывающих сил, действующих на носитель.- returning the rails and deflector back to the launch tube, turning off the gas burners, which reduces the lateral loading of the carrier and the resulting tipping forces acting on the carrier.
По мнению разработчиков данного способа, воздушный метод базирования ракет, использующий вертикальный (или почти вертикальный) запуск ракет обеспечивает всеракурсный обстрел целей и является эффективной мерой для организации противовоздушной и противоракетной обороны, запуска ударных баллистических и аэробаллистических ракет в наступательных наземных операциях, установке минных заграждений, запуска спутников и т.п.According to the developers of this method, an airborne missile-based method using vertical (or almost vertical) missile launch provides all-round target firing and is an effective measure for organizing air defense and missile defense, launching shock ballistic and aeroballistic missiles in offensive ground operations, installing minefields, satellite launch, etc.
2) Техническая проблема. Основной проблемой обеспечения вертикального (или почти вертикального) старта с движущегося носителя является сильное аэродинамическое воздействие набегающего потока воздуха на боковую поверхность ракеты, препятствующее безударному выходу ракеты из фюзеляжа носителя, существенному моменту вращения ракеты в плоскости тангажа при выходе из корпуса носителя при неравномерном воздействии набегающего потока воздуха. Предложенный прототипом способ (метод) предлагает решение этой проблемы, однако предложенное решение имеет существенные недостатки, основными из которых являются:2) Technical problem. The main problem of providing a vertical (or almost vertical) launch from a moving carrier is the strong aerodynamic effect of the incoming air flow on the side surface of the rocket, which prevents the shockless exit of the rocket from the fuselage of the carrier, a significant moment of the rotation of the rocket in the pitch plane when leaving the carrier body with uneven impact of the incoming flow air. The method (method) proposed by the prototype offers a solution to this problem, however, the proposed solution has significant drawbacks, the main of which are:
- «горячий» старт ракеты на собственном двигателе, требующий применения сквозного отверстия в носителе для запуска ракет из пусковой трубы и связанная с этим необходимость существенного укрепления корпуса носителя, а также теплозащиты пусковой трубы и верхней поверхности носителя от воздействия высокотемпературной газовой струи двигателя стартующей ракеты, невозможность запуска ракет при движении носителя на малой высоте вследствие интерцепторного действия газовой струи стартующей ракеты на корпус носителя, вызывающего пикирующий момент носителя, что на малой высоте приводит к столкновению с землей;- “hot” launch of the rocket on its own engine, requiring the use of a through hole in the carrier for launching rockets from the launch tube and the need for substantial strengthening of the carrier body, as well as thermal protection of the launch tube and upper surface of the carrier from the action of a high-temperature gas jet of the launch rocket engine, the inability to launch rockets when the carrier moves at low altitude due to the interceptor action of the gas jet of the launching rocket on the carrier body, causing the carrier to dive, which at low altitude leads to a collision with the ground;
- наличие в пусковой трубе системы выдвигаемых пусковых скользящих направляющих рельсов для обеспечения соосного безударного выдвижения ракеты из пусковой трубы, которые ограничивают пространство для раскрытия аэродинамических поверхностей ракеты и требуют значительного усиления корпуса носителя и самих направляющих для удержания массы ракеты в комплексе с массой дефлектора, прикрепленного к рельсам, а также для парирования существенного бокового аэродинамического нагружения комплекса «ракета-рельсы-дефлектор» в условиях вибрационных знакопеременных нагрузок, вызванных воздушными вихрями Карно, обтекающими цилиндрическое тело;- the presence in the launch tube of a system of extendable launch sliding guide rails to ensure coaxial shockless extension of the rocket from the launch tube, which limit the space for opening the aerodynamic surfaces of the rocket and require significant reinforcement of the carrier body and the guides themselves to hold the mass of the rocket in combination with the mass of the deflector attached to to rails, as well as to counter significant lateral aerodynamic loading of the rocket-rails-deflector complex under conditions of alternating vibrational loads caused by Carnot air vortices flowing around a cylindrical body;
- наличие на ракете специальных колодок для движения ракеты по выдвигаемым пусковым скользящим направляющим рельсам пусковой установки, увеличивающих ее массу и аэродинамическое сопротивление в полете.- the presence on the rocket of special pads for the movement of the rocket on the launcher sliding sliding guide rails of the launcher, increasing its mass and aerodynamic drag in flight.
Раскрытие сущности изобретения. Disclosure of the invention.
Сущность предлагаемого способа вертикального воздушного запуска ракеты с борта носителя альтернативен известному решению того же назначения (патент США № US 2012/0024136 A1) и обеспечивает решение той же проблемы и достижение того же технического результата более простыми техническими средствами. Предлагаемое техническое решение основано на применении новой совокупности существенных признаков, достаточной для реализации назначения изобретения:The essence of the proposed method of vertical air launch of a rocket from the side of the carrier is alternative to the well-known solution of the same purpose (US patent No. US 2012/0024136 A1) and provides a solution to the same problem and achieve the same technical result with simpler technical means. The proposed technical solution is based on the use of a new set of essential features sufficient to realize the purpose of the invention:
- осуществление «холодного» старта ракеты с помощью катапультирующего или обтюраторного устройства из пускового контейнера (пусковой трубы);- the implementation of the "cold" launch of the rocket using a catapult or obturator device from the launch container (launch tube);
- применение газодинамической системы поперечной стабилизации и склонения на ракете для парирования аэродинамического воздействии набегающего потока воздуха и момента вращения ракеты в плоскости тангажа при выходе из корпуса носителя и обеспечения, таким образом, соосного безударного выхода ракеты из пускового контейнера (пусковой трубы).- the use of a gas-dynamic system of lateral stabilization and declination on the rocket to counter the aerodynamic effects of the incoming air flow and the moment of rotation of the rocket in the pitch plane when leaving the carrier body and, thus, ensuring coaxial shock-free rocket exit from the launch container (launch tube).
- задержка запуска газодинамической системы поперечной стабилизации и склонения ракеты относительно момента срабатывания газогенератора катапультирующего устройства на время, достаточное для выхода соплового аппарата газодинамической поперечной системы стабилизации и склонения ракеты из пускового контейнера в воздух;- delayed launch of the gas-dynamic system of lateral stabilization and rocket inclination relative to the moment of operation of the gas generator of the ejection device for a time sufficient for the nozzle apparatus of the gas-dynamic transverse stabilization system and rocket inclination from the launch container to air;
- задержка запуска маршевого двигателя ракеты на время, достаточное для взлета ракеты на безопасную для носителя высоту;- delayed launch of the rocket propulsion engine for a time sufficient for the rocket to take off to a height safe for the carrier;
Технический результат (эффект применения) предлагаемого способа заключается в:The technical result (effect of application) of the proposed method is:
- отсутствии необходимости принятия мер по обеспечению теплозащиты пусковой трубы (контейнера) и верхней поверхности носителя;- there is no need to take measures to ensure thermal protection of the launch tube (container) and the upper surface of the carrier;
- отсутствии необходимости принятия мер по увеличения прочности и устойчивости формы носителя при применении сквозной трубы для запуска ракет и системы рельсов для безударного вывода ракеты в воздух;- there is no need to take measures to increase the strength and shape stability of the carrier when using a through pipe to launch missiles and a rail system for unstressed output of a rocket into the air;
- обеспечении безопасного старта ракеты с борта носителя даже на стоянке (аэродроме, месте базирования) без хода;- ensuring the safe launch of the rocket from the carrier’s side even in the parking lot (airfield, basing place) without running;
- отсутствии необходимости применения сложной конструкции выдвигаемых пусковых скользящих направляющих рельсов для обеспечения соосного безударного движения ракеты при выходе из пусковой трубы, требующих сложного конструкторско-технологического решения для обеспечения их прочности и изгибной жесткости;- the absence of the need to use a complex design of extendable starting sliding guide rails to ensure coaxial shockless rocket movement when leaving the launch tube, requiring a complex design and technological solution to ensure their strength and bending stiffness;
- отсутствии необходимости дополнительного укрепления конструкции рельсов для выдвижения на них индивидуального дефлектора раздвигаемой конструкции;- the absence of the need to further strengthen the design of the rails for advancing on them an individual deflector expandable design;
- отсутствии необходимости применения мощных ракетных двигателей («газовых горелок») на корпусе носителя или дефлектора, создающих вертикальный газовый барьер для набегающего потока воздуха.- no need to use powerful rocket engines ("gas burners") on the carrier or deflector housing, creating a vertical gas barrier to the incoming air flow.
Осуществление изобретения.The implementation of the invention.
Для осуществления изобретения могут быть использованы средства, известные до даты приоритета изобретения и широко используемые в конструкции пусковых контейнеров ракет и конструкции систем управления ракет:For the implementation of the invention, means may be used that are known prior to the priority date of the invention and are widely used in the construction of missile launch containers and the design of missile control systems:
– система «холодного» старта ракеты с помощью катапультирующего или обтюраторного устройства из пускового контейнера (пусковой трубы) – «Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного и ракетного оружия», Часть II, учебное пособие для студентов ВУЗов, под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева, издательство ТулГУ, Тула, 2007, стр. 483;- a system of “cold” launch of a rocket using a catapult or obturator device from a launch container (launch tube) - “Physical Foundations of the Design and Functioning of Small Arms and Missile Weapons”, Part II, study guide for university students, ed. prof. V.V. Vetrova and prof. V.P. Strogaleva, TulSU publishing house, Tula, 2007, p. 483;
– газодинамическая система управления ракетой (моментная система склонения и стабилизации углового положения) – «Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного и ракетного оружия», Часть II, учебное пособие для студентов ВУЗов, под ред. проф. В.В. Ветрова и пр оф. В.П. Строгалева, издательство ТулГУ, Тула, 2007, стр. 167, 345…352;- gas-dynamic missile control system (momentary system of declination and stabilization of the angular position) - “Physical fundamentals of the device and functioning of small arms and missile weapons”, Part II, study guide for university students, ed. prof. V.V. Vetrova and pr. V.P. Strogaleva, TulSU publishing house, Tula, 2007, p. 167, 345 ... 352;
– система воспламенения маршевого (стартового) двигателя – «Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного и ракетного оружия», Часть II, учебное пособие для студентов ВУЗов, под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева, издательство ТулГУ, Тула, 2007, стр. 244…248;- the ignition system of the marching (starting) engine - “Physical Foundations of the Design and Functioning of Small Arms and Missile Weapons”, Part II, study guide for university students, ed. prof. V.V. Vetrova and prof. V.P. Strogaleva, TulSU publishing house, Tula, 2007, p. 244 ... 248;
Для правильного осуществления изобретения должна соблюдаться правильная последовательность работы средств, необходимых для осуществления изобретения:For the proper implementation of the invention, the correct sequence of the means necessary for the implementation of the invention must be observed:
запуск газодинамической системы поперечной стабилизации и склонения ракеты задерживается относительно момента срабатывания газогенератора катапультирующего устройства на время, достаточное для выхода соплового аппарата газодинамической поперечной системы стабилизации и склонения ракеты из пускового контейнера в воздух;the launch of the gas-dynamic system of lateral stabilization and declination of the rocket is delayed relative to the moment the gas-generator of the ejection device is triggered for a time sufficient for the nozzle apparatus of the gas-dynamic transverse stabilization system and to incline the rocket from the launch container into the air;
запуск маршевого двигателя ракеты задерживается относительно момента срабатывания газогенератора катапультирующего устройства на время, достаточное для взлета ракеты на безопасную для носителя высоту.the launch of the main engine of the rocket is delayed relative to the moment of operation of the gas generator of the ejection device for a time sufficient for the rocket to take off to a height safe for the carrier.
Пример осуществления изобретения приведен на схеме устройства, реализующего предлагаемый способ вертикального воздушного запуска ракет, где цифрами обозначены:An example embodiment of the invention is shown in the diagram of a device that implements the proposed method of vertical air launch of missiles, where the numbers denote:
1. Корпус носителя.1. The media body.
2. Набегающий поток воздуха.2. Free air flow.
3. Газогенератор (пневмобаллон, пороховой аккумулятор давления и т.п.) системы «холодного» старта ракеты.3. Gas generator (pneumocylinder, powder pressure accumulator, etc.) of the system of the "cold" launch of the rocket.
4. Обтюратор (катапультирующее устройство) системы «холодного» старта, выбрасывающий ракету в поток воздуха под действием газов газогенератора.4. An obturator (ejection device) of the “cold” start system, which throws a rocket into the air stream under the action of gas generator gases.
5. Двигатель поперечного газодинамического управления и склонения ракеты, обеспечивающий парирование аэродинамического нагружения стартующей ракеты набегающим потоком воздуха.5. The engine transverse gasdynamic control and declination of the rocket, providing parry aerodynamic loading of the launch rocket with an incoming air flow.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018144278A RU2722633C1 (en) | 2018-12-14 | 2018-12-14 | Vertical air missile launching method |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018144278A RU2722633C1 (en) | 2018-12-14 | 2018-12-14 | Vertical air missile launching method |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2722633C1 true RU2722633C1 (en) | 2020-06-02 |
Family
ID=71067285
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018144278A RU2722633C1 (en) | 2018-12-14 | 2018-12-14 | Vertical air missile launching method |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2722633C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2125701C1 (en) * | 1998-03-16 | 1999-01-27 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rocket |
RU2160215C1 (en) * | 1999-07-29 | 2000-12-10 | Карпов Анатолий Степанович | Aero-space system |
RU2240489C1 (en) * | 2003-04-24 | 2004-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method and device for guided missile take-off from transport-launching pack |
US20070068373A1 (en) * | 2003-05-06 | 2007-03-29 | Mccantas Jr Thomas H | Air based vertical launch ballistic missile defense |
-
2018
- 2018-12-14 RU RU2018144278A patent/RU2722633C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2125701C1 (en) * | 1998-03-16 | 1999-01-27 | Государственное научно-производственное предприятие "Сплав" | Rocket |
RU2160215C1 (en) * | 1999-07-29 | 2000-12-10 | Карпов Анатолий Степанович | Aero-space system |
RU2240489C1 (en) * | 2003-04-24 | 2004-11-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method and device for guided missile take-off from transport-launching pack |
US20070068373A1 (en) * | 2003-05-06 | 2007-03-29 | Mccantas Jr Thomas H | Air based vertical launch ballistic missile defense |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
"Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного и ракетного оружия", Часть II, учебное пособие для студентов ВУЗов, под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева, издательство ТулГУ, Тула, 2007, стр.345-352, 483, рис. 5.9.18. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9567108B2 (en) | Gas gun launcher | |
US20070068373A1 (en) | Air based vertical launch ballistic missile defense | |
US8173946B1 (en) | Method of intercepting incoming projectile | |
US4560121A (en) | Stabilization of automotive vehicle | |
Naumann et al. | Double-pulse solid rocket motor technology-applications and technical solutions | |
US8975565B2 (en) | Integrated propulsion and attitude control system from a common pressure vessel for an interceptor | |
RU2722633C1 (en) | Vertical air missile launching method | |
US9121680B2 (en) | Air vehicle with control surfaces and vectored thrust | |
RU2705387C1 (en) | Method of rocket launching from wide-body carrier | |
US8468923B2 (en) | Apparatus and method for selectively affecting a launch trajectory of a projectile | |
Massey et al. | Optimized guidance of a supersonic projectile using pin based actuators | |
RU2619361C2 (en) | Supersonic aircraft and method for flight thereof | |
RU2579409C1 (en) | Method of hitting above-water and ground targets with hypersonic cruise missile and device therefor | |
RU2327949C1 (en) | Missile | |
US8960067B2 (en) | Method and apparatus for launch recoil abatement | |
RU2548957C1 (en) | Missile | |
RU2240489C1 (en) | Method and device for guided missile take-off from transport-launching pack | |
Stadler et al. | The dual pulse motor for LFK NG | |
RU2652595C2 (en) | Anti-hail rocket | |
RU2815127C1 (en) | Hybrid reconnaissance and strike unmanned aerial vehicle (hrsuav), device for counteracting projectiles of surface-to-air missile systems with thermal guidance heads (dcpsamstgh) for hrsuav and method of operation of hrsuav with dcpsamstgh | |
RU2701366C2 (en) | Delivery rocket carrier (embodiments), highly manoeuvrable aircraft (embodiments) and method of contactless combat operations | |
RU2002116445A (en) | WINGED ROCKET AND METHOD OF ITS APPLICATION (OPTIONS) | |
RU16277U1 (en) | MOBILE REACTIVE VOLUME FIRE SYSTEM | |
RU55118U1 (en) | UNMISSIBLE AIRBACK ROCKET RETURNED EQUIPPED WITH EXPLOSIVELY HAZARDOUS ELEMENTS | |
Garten et al. | Evolution of the Talos Missile |