Claims (1)
Предлагаемое изобретение относится к ракетным комплексам (реактивным системам) залпового огня с ракетами, снабженными преимущественно газодинамическими системами управления (стабилизации), предназначенным для вооружения сухопутных войск, и может найти широкое применение в области ракетной техники. Объект изобретения представляет собой дальнобойный ракетный комплекс залпового огня с повышенной кучностью стрельбы, предназначенный для ракетно-артиллерийских частей. Сущность изобретения заключается в том, что в ракетном комплексе (система) залпового огня, содержащем пусковую установку с пакетом трубчатых направляющих, выполненных с внутренними винтовыми пазами, и размещенные в направляющих ракеты (реактивные снаряды), каждая из которых снабжена газодинамической системой угловой стабилизации, раскрывающимся после выхода из направляющей аэродинамическим стабилизатором, центрирующими утолщениями и ведущими штифтами, взаимодействующими с внутренними поверхностями направляющей и винтовых пазов соответственно, переднее центрирующее утолщение ракеты комплекса выполнено в районе ее центра масс на расстоянии от него вдоль продольной оси ракеты, не превышающем калибр, при этом сопла газодинамической системы угловой стабилизации и ведущие штифты размещены в плоскостях поперечного сечения ракеты, расположенных соответственно перед передним центрирующим утолщением и за передним центрирующим утолщением на расстояниях, определяемых соотношением, приведенным в фоpмуле изобpетения.The present invention relates to rocket complexes (reactive systems) of multiple launch rockets with missiles equipped primarily with gas-dynamic control systems (stabilization), designed to arm the ground forces, and can find wide application in the field of rocket technology. The object of the invention is a long-range multiple launch rocket system with increased accuracy of fire, intended for missile and artillery units. The essence of the invention lies in the fact that in a rocket complex (system) multiple launch rocket containing a launcher with a package of tubular guides made with internal helical grooves and placed in the guides of the rocket (rockets), each of which is equipped with a gas-dynamic angular stabilization system, opening after leaving the guide with an aerodynamic stabilizer, centering thickenings and driving pins interacting with the inner surfaces of the guide and screw grooves with Accordingly, the front centering thickening of the rocket of the complex was made in the region of its center of mass at a distance from it along the longitudinal axis of the rocket, not exceeding the caliber, while the nozzles of the gas-dynamic system of angular stabilization and driving pins are placed in the cross-sectional planes of the rocket located respectively in front of the front centering thickening and behind the front centering bulge at distances determined by the ratio given in the formula of the invention.