Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера и устройство для его осуществления



Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера и устройство для его осуществления
Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера и устройство для его осуществления

Владельцы патента RU 2544253:

Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках преимущественно подводных лодок. Способ старта ракеты из ТПК заключается в наддуве не поддерживающим горение газом подкрышечного объема ТПК с одновременным поступлением газа через обтюратор в донный объем, после чего отключают наддув при достижении необходимого давления в подкрышечном объеме контейнера с последующим наддувом донного объема контейнера газами от порохового аккумулятора давления (ПАД). Устройство для осуществления старта ракеты из ТПК включает обтюратор, ПАД, баллон высокого давления с пускоотсечным клапаном, соединенным с подкрышечным объемом контейнера трубопроводом, сигнализатор давления с трубопроводом, противоположный конец которого расположен в подкрышечном объеме контейнера. Достигается создание условий для надежного подводного старта ракеты из ТПК путем исключения гидравлических, колебательных и вибрационных воздействий на корпус ракеты. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках преимущественно подводных лодок.

Известен транспортно-пусковой контейнер (модуль), приведенный в описании изобретения к патенту РФ №2245503, F41F 3/04, 2005, являющийся наиболее близким по совокупности существенных признаков с предложенным техническим решением и который выбран в качестве ближайшего аналога.

Известный ТПК содержит герметичный корпус в виде стакана с передней и задней крышками с уплотнением, внутри корпуса установлена ракета с отделяемым в полете головным обтекателем, одновременно являющимся передней крышкой контейнера. ТПК снабжен отрывными элементами фиксации и удержания ракеты и размещенным в донной части ракеты обтюратором, разделяющим внутреннюю полость контейнера на две части - донный объем и подкрышечный. На задней крышке ТПК с помощью кронштейнов разъемно установлены средства для создания заракетного (донного) объема заданной величины, включающие заполненный не поддерживающим горение газом баллон наддува с пироклапаном и пороховой аккумулятор давления (ПАД).

В известном ТПК реализован способ старта ракеты, включающий следующие действия.

По сигналу «пуск» срабатывает пироклапан баллона наддува и не поддерживающий горение газ создает давление в донном объеме контейнера. Далее по сигналам срабатывают пиросредства устройств, сопрягающих верхнюю крышку контейнера (головной обтекатель ракеты) с корпусом контейнера (стаканом), и одновременно задействуют ПАД, в результате чего в донном объеме контейнера благодаря наличию обтюратора выделяющиеся при горении ПАД газы создают повышенное давление, и ракета, как поршень в цилиндре, начинает движение по цилиндрической поверхности стакана контейнера. При перемещении ракеты на некоторое расстояние включают двигатель ракеты, которая выходит из-под воды и осуществляет полет к цели.

Основным недостатком ТПК, в котором реализован описанный выше способ старта ракеты, является поступление забортной воды в подкрышечный объем контейнера, связанное с его разгерметизацией в момент страгивания ракеты. Поступление воды обусловлено тем, что давление забортной воды выше давления газовой среды в подкрышечном объеме вследствие того, что наддув не поддерживающим горение газом из баллона осуществляется в донный объем контейнера, отделенный от подкрышечного объема обтюратором. Поступающая вода создает гидравлические, колебательные и вибрационные нагрузки на корпус ракеты, что отрицательно влияет на устойчивость движения ракеты, а в результате гидравлического удара может произойти разрушение ракеты.

Целью предложенного изобретения является создание условий для надежного подводного старта ракеты из ТПК путем исключения гидравлических, колебательных и вибрационных воздействий на корпус ракеты при начале движения ракеты, вызванных поступлением воды в подкрышечный объем контейнера.

Поставленная цель достигнута за счет того, что при старте ракеты из ТПК наддув подкрышечного объема контейнера осуществляют не поддерживающим горение газом с одновременным поступлением газа через обтюратор в донный объем, после чего отключают наддув при достижении необходимого давления в подкрышечном объеме контейнера с последующим наддувом донного объема контейнера газами от порохового аккумулятора давления.

Осуществление начальных операций при старте ракеты из ТПК по предложенному способу, а именно - первоначальный наддув подкрышечного объема контейнера (представляющего собой фактически кольцевой зазор между ракетой и ТПК) до необходимого давления позволяет предотвратить поступление забортной воды в него при разгерметизации ТПК, обусловленного началом движения ракеты. При этом реализуется «сухой» старт ракеты на всем участке ее выхода из ТПК.

Давление наддува подкрышечного объема контейнера определяется заранее с учетом максимально возможного погружения носителя для осуществления старта ракеты из ТПК и его величина больше давления воды, действующего на верхнюю крышку контейнера.

Для реализации нового способа старта ракеты из ТПК предложено устройство, включающее установленный в донной части ракеты обтюратор и установленные в донном объеме контейнера пороховой аккумулятор давления, баллон высокого давления с пироклапаном. Новым в предложенном устройстве является то, что баллон с пироклапаном, выполненным пускоотсечным, соединен с подкрышечным объемом контейнера трубопроводом, проходящим через обтюратор, который выполнен профилированным из эластичного материала с возможностью перепуска газа наддува из подкрышечного в донный объем контейнера, при этом система наддува контейнера снабжена установленным в донном объеме контейнера сигнализатором давления с подстыкованным к нему трубопроводом, противоположный конец которого расположен в подкрышечном объеме контейнера, причем сигнализатор давления электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами. На фиг.1 схематично показан ТПК, общий вид, продольный разрез:

1 - стакан ТПК;

2 - передняя крышка ТПК (головной обтекатель ракеты);

3 - задняя крышка ТПК;

4 - ракета;

5 - обтюратор;

6 - баллон высокого давления с не поддерживающим горение газом;

7 - пускоотсечной клапан;

8 - трубопровод, соединяющий пускоотсечной клапан с подкрышечным объемом ТПК;

9 - сигнализатор давления;

10 - трубопровод, соединяющий сигнализатор давления с подкрышечным объемом ТПК;

11 - пороховой аккумулятор давления;

"а" - подкрышечный объем ТПК (в виде кольцевого зазора) - между передней крышкой 2 ТПК и обтюратором;

"б" - донный объем ТПК - между обтюратором и задней крышкой 3 ТПК.

На фиг.2 показан обтюратор и сечение ТПК в месте установки обтюратора.

Агрегаты системы наддува не поддерживающим горение газом - баллон высокого давления 6, пускоотсечной клапан 7, трубопроводы 8, сигнализатор давления 9 с трубопроводом 10 размещены на кронштейне (который может быть выполнен в виде крестообразной рамы), установленном в донном объеме контейнера.

Пневматическая связь пускоотсечного клапана 7 с подкрышечным объемом ТПК "а" осуществлена трубопроводом 8.

Обтюратор 5 расположен в донной части ракеты 4 и выполнен из эластичного (резиноподобного) материала, спрофилированного таким образом, чтобы с повышением давления газа в подкрышечном объеме ТПК при его наддуве обтюратор отжимался от цилиндрической поверхности стакана, обеспечивая возможность перепуска газа наддува из подкрышечного объема "а" в донный объем "б" контейнера. Форма обтюратора 5 в сечении может быть выполнена, например, «Г»-образной с тупым углом между сторонами.

Перепуск из подкрышечного объема "а" в донный объем "б" контейнера не поддерживающего горение газа наддува исключает возможность догорания ракетного топлива внутри ТПК, что снижает термоэррозионное воздействие на конструкцию ТПК.

ПАД 11 установлен на задней крышке 3 ТПК с помощью кронштейнов.

Установка сигнализатора давления 9 именно в донном объеме "б" контейнера обусловлена небольшим зазором между ракетой 4 и стаканом 1. В указанном зазоре возможно размещение только трубопровода 10 малого диаметра, пневматически соединяющего сигнализатор давления 9 с подкрышечным объемом "а" ТПК. Для подачи сигнала на прекращение наддува объема "а" сигнализатор 9 электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном через, например, пусковую аппаратуру.

Предложенное устройство для реализации нового способа старта ракеты из ТПК работает следующим образом.

В соответствии с циклограммой при пуске ракеты подается сигнал на срабатывание пускоотсечного клапана 7, в результате чего находящийся под давлением в баллоне 6 не поддерживающий горение газ (например, азот) поступает через трубопровод 8 в подкрышечный объем "а" ТПК, где локализуется благодаря наличию обтюратора 5. С ростом давления в подкрышечном объеме "а" газ отжимает манжету обтюратора от стенки стакана 1 и начинает поступать в донный объем контейнера "б".

При достижении необходимого давления газа в подкрышечном объеме контейнера, которое контролируется сигнализатором давления 9 через трубопровод 10, отключают наддув путем подачи сигнала на закрытие пускоотсечного клапана 7.

Далее в соответствии с циклограммой подают сигнал на задействование пиросредств устройств (на чертеже не показано), сопрягающих переднюю крышку 2 контейнера со стаканом 1, и одновременно задействуют ПАД 11, в результате горения которого образуются газы, создающие высокое давление в донном объеме контейнера "б". Под действием этого давления ракета 4 совместно с головным обтекателем 2, являющимся одновременно и передней крышкой контейнера, отрывается от стакана 1 и начинает движение по его цилиндрической поверхности.

Через определенный промежуток времени включают двигатель ракеты (на чертеже не показано), которая выходит из ТПК носителя, осуществляет движение в воде, выходит из-под воды и осуществляет полет к цели.

Таким образом, предложенный способ старта ракеты из ТПК и устройство для его осуществления реализуют начальные операции при старте ракеты из ТПК, заключающиеся в определенной последовательности наддува частей объема ТПК (подкрышечного "а" и донного "б"), и тем самым исключают гидравлический удар, а также колебательные и вибрационные воздействия на корпус ракеты при начале ее движения, что повышает надежность интегрированной конструкции ракеты и ТПК.

1. Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера, включающий создание избыточного давления в донном объеме контейнера последовательным наддувом контейнера не поддерживающим горение газом от системы наддува и наддувом газами от порохового аккумулятора давления с последующим включением двигателей ракеты, отличающийся тем, что наддув подкрышечного объема контейнера осуществляют не поддерживающим горение газом с одновременным поступлением газа через обтюратор в донный объем, отключают наддув при достижении необходимого давления в подкрышечном объеме контейнера с последующим наддувом донного объема контейнера газами от порохового аккумулятора давления.

2. Устройство для осуществления старта ракеты из транспортно-пускового контейнера, включающее установленный в донной части ракеты обтюратор и установленные в донном объеме контейнера пороховой аккумулятор давления, баллон высокого давления с пироклапаном, отличающееся тем, что баллон с пироклапаном, выполненным пускоотсечным, соединен с подкрышечным объемом контейнера трубопроводом через обтюратор, который выполнен профилированным из эластичного материала с возможностью перепуска газа наддува из подкрышечного в донный объем контейнера, при этом система наддува контейнера снабжена установленным в донном объеме контейнера сигнализатором давления с подстыкованным трубопроводом, противоположный конец которого расположен в подкрышечном объеме контейнера, причем сигнализатор давления электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к пусковым установкам ракет-мишеней и может использоваться при разработке пусковых установок мишенных комплексов с имитаторами воздушных целей ракетного типа.

Изобретение относится к ракетной технике. Устройство для запуска ракет содержит пусковой контейнер, имеющий передний и задний торцы, установленный на основании прицельно-пускового модуля (ППМ), и газоотражательный лоток.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к противотанковым ракетным комплексам. Противотанковый ракетный комплекс содержит пусковую установку с прицелом и аппаратурой наведения и управления, закрепленный на пусковой установке транспортно-пусковой контейнер с управляемой ракетой, измеритель координат местоположения пусковой установки, автономно устанавливаемый относительно пусковой установки радиолокатор обнаружения и сопровождения целей, измеритель координат местоположения и измеритель углов наведения радиолокатора относительно системы координат стрельбы, устройство целеуказания, выполненное в виде двух модулей, первый из которых содержит измеритель углов наведения пусковой установки, а второй модуль с индикатором подключен к радиолокатору по каналу связи.

Изобретение относится к проектированию ракет, стартующих с подводных лодок, надводных кораблей и наземных носителей. На ракете, имеющей верхний пояс герметизации относительно пусковой установки, установлен нижний пояс герметизации.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Бортовое командное устройство содержит источник питания, электрически связанный с катапультирующим устройством, двигателем первой ступени, рулевыми машинами через переключатели с нормально разомкнутыми контактами, переключатель, взаимодействующий с датчиком выхода макета, блок временной задержки запуска двигателя относительно момента срабатывания датчика выхода, две параллельные цепи с инвертором для подачи на рулевые машины электрического сигнала нужной полярности.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя первой ступени, жестко фиксируют органы управления в нулевом положении, устанавливают неподвижно механические упоры, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, запускают двигатель после выхода макета из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, отделяют поддон от макета, расфиксируют органы управления штоками рулевых машин с помощью постоянного электрического сигнала заданной полярности, отклоняют и удерживают органы управления до установленных механических упоров с помощью рулевых машин, уводят макет от пусковой установки в заданную зону падения.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано для отработки старта ракеты из контейнера. Определяют по заданной (отведенной) зоне падения и известному направлению увода величину и знак угла отклонения органов управления, время работы двигателя, отклоняют в известном направлении органы управления на полученные величины углов и неподвижно их закрепляют, баки макета заправляют необходимым количеством топлива, включают энергетическое средство катапультирования, катапультируют макет ракеты из контейнера, размещенного на пусковой установке (ПУ), отделяют поддон от макета, запускают двигатель после выхода из контейнера с временной задержкой относительно момента выхода макета из контейнера, уводят макет от ПУ в заданную зону падения.

Предлагаемое изобретение относится к заряжающим устройствам орудий, используемых на транспортных средствах, и может быть использовано преимущественно в транспортно-заряжающих машинах реактивных систем залпового огня и зенитных ракетных комплексов.

Изобретение относится к области вооружений и касается узла крепления многоствольных гранатометов (пусковых установок). Многоствольный гранатомет содержит основание с установленным в нем приводом, поворотную опору с блоком стволов, установленную на основании через опорное устройство.

Изобретение относится к пусковым установкам, а именно к испытательным стендам. Стабилизирующее устройство монорельсовой ракетной тележки (РТ) ракетного трека содержит крыло в виде заостренной пластины, вал, устройство определения крена с гироскопом и двумя контактными датчиками, устройство вращения крыла в виде шагового двигателя или в виде двух пиротолкателей с цилиндрами, штоками и пороховыми зарядами, устройство управления устройством вращения крыла с источником питания, башмак, колодку, систему поджига порохового заряда пиротолкателей в виде запального порохового заряда, пару ракетных двигателей (РД).

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в многоствольных пусковых установках (ПУ). Огнестойкая крышка многоствольной ПУ из прессованного стеклопластика с плоскими слоями, закрепленная на переднем торце пусковой трубы с помощью стопорного устройства, содержит наружную поверхность с коническими и радиусными поверхностями, огнезащитным покрытием с эпоксидной композицией из смолы эпоксидной, стеклянного порошка «аэросил», углерода технического, отвердителя-полиэтиленполиамина, нарезанных асбестовых волокон и с частичной пропиткой краев перерезанных слоев стеклопластика в зависимости от глубины пропитки, толщины одного слоя и эпоксидной композиции. Изобретение позволяет повысить надежность огнестойкой крышки. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу с передним и задним торцами, газоотражатель, расположенный у заднего торца проточной пусковой трубы и связанный с ней. Газоотражатель выполнен в виде кольцевого заряда твердого топлива с источником воспламенения, размещенного в кольцевом корпусе с внешней стороны проточной пусковой трубы. В донной части кольцевого корпуса со стороны заднего торца проточной пусковой трубы выполнен кольцевой ряд выходных отверстий. Достигается повышение надежности работы путем снижения силового воздействия ударной волны на носитель при старте ракеты из пусковой трубы за счет взаимодействия ударной волны с пороховыми струями газа, истекающими из кольцевого корпуса. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу, имеющую передний и задний торцы, отражатель, закрепленный шарнирно на заднем торце проточной пусковой трубы, и приводной механизм отражателя. Отражатель выполнен составным из дугообразных трапециевидных пластин, закрепленных шарнирно на пусковой трубе и установленных с перекрытием одна относительно другой, образуя выпуклый полусферический экран. Пластины снабжены приводным механизмом. Достигается повышение надежности работы устройства путем снижения газодинамического воздействия истекающей струи на отражатель и пусковую трубу при снижении силового воздействия на носитель при старте ракет. 3 ил.

Изобретение относится к реактивной технике и может быть использовано при старте летательных аппаратов (ЛА). Размещают ЛА в пусковой установке (ПУ), или транспортно-пусковом стакане ПУ, или частично в ТПС ПУ с внешним расположением реактивных сопел, или транспортно-пусковом контейнере (ТПК), или ТПК шахтной ПУ, закрепляют стартовую двигательную установку (СДУ) в носовой части ЛА, частично выдвигают ЛА, запускают СДУ, формируют тягу двумя реактивными соплами, расположенными на боковой поверхности СДУ под углом к продольной оси ЛА, защищают в процессе разгона переднюю часть ЛА обтекателем, закреплённым на СДУ, отделяют СДУ с помощью силы тяги. Изобретение позволяет уменьшить массу конструкции ЛА, стартовую нагрузку ПУ и упростить конструкцию ПУ. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к устройствам для пуска летательных аппаратов (ЛА). ЛА содержит корпус с силовой обшивкой, силовые рамы, прикрепленные к обшивке, и агрегаты, закрепленные на силовых рамах, включая стартовую двигательную установку с реактивным соплом, прикрепленную к корпусу устройством, выполненным с возможностью расфиксации крепления, и систему управления. В первом варианте стартовая двигательная установка размещена в передней части корпуса летательного аппарата, а ее реактивное сопло выполнено в виде соплового блока, содержащего реактивные сопла, расположенные на ее боковой поверхности с наклоном продольной оси каждого реактивного сопла под углом 10-30° к продольной оси корпуса. К стартовой двигательной установке под ее реактивными соплами прикреплен защитный обтекатель передней части корпуса, выполненный из термостойкого материала. Во втором варианте ЛА размещен в транспортно-пусковом стакане (ТПС), снабженном устройством частичного выдвижения ЛА с выходом соплового блока из его полости. В третьем варианте крышка ТПС выполнена в виде защитного обтекателя передней части корпуса из термостойкого материала и прикреплена к стартовой двигательной установке под реактивными соплами соплового блока. Группа изобретений направлена на повышение надежности. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к вооружению и может быть использовано в гранатометах. Система управления гранатометом содержит лазерный дальномер, процессор или блок памяти, гранату с таймером, запрограммированным на взрыв по истечении времени самоликвидации и с введённой разницей между временем самоликвидации и временем взрыва, транзистор, управляющий взрывателем. Изобретение позволяет повысить точность стрельбы гранатой.

Изобретение относится к системе доставки различных видов полезной нагрузки в верхние слои атмосферы и выше. Система пуска ракет (1) включает трубчатую тележку пуска ракет (2) с фрикционными приводами кабельного/тросового пути (26), перемещаемую ниже двухосевого шарнира (63), прикрепленного к земле, поднимаемую в коаксиальную переносную трубу (124, 143), ведущую к трем основным привязным кабелям/тросам (27), вес которых компенсируется аэростатами (164). Тележка затем перемещается на стыковочную станцию (166), удерживаемую над землей в стратосфере парой вторичных кабелей/тросов (184), подвешенных под крепежной рамой (162) для натяжения аэростатов. Тележка удерживается концевым захватом тележки (196), направляемым по двум вторичным и двум третичным кабелям/тросам (186), и поднимаемым нижним подъемником (198), направляемым вторичными кабелями. Этот нижний подъемник удерживается верхним подъемником (168), подвешенным на крепежной раме натяжных аэростатов. Тележка, зацепляющаяся за подъемное кольцо (183), направляющееся по двум вторичным кабелям/тросам, поднимается дальше, вращается в необходимом направлении, со сбросом ракеты и практически безоткатным выбросом во время свободного падения тележки вниз и зажиганием двигателя на безопасном расстоянии. В результате создана пусковая установка для частой, безопасной и экологически чистой отправки полезных грузов в космос. 49 з.п. ф-лы, 67 ил.

Изобретение относится к корабельным пусковым установкам и может быть использовано при создании ракетного вооружения надводных кораблей. Пусковая установка содержит выполненное с возможностью закрепления на палубе корабля основание с ячейками для установки транспортно-пусковых контейнеров. Каждая из ячеек снабжена защитной крышкой с приводом ее открывания. Крышка установлена на основании посредством закрепленного по ее периметру герметизирующего уплотнения из упругоэластичного материала. Привод открывания содержит рычажный механизм, включающий коромысло, проходящее в процессе открывания-закрывания защитной крышки через первую и вторую мертвые точки. Коромысло своим общим шарниром соединено шатуном с первым плечом двуплечего рычага, второе плечо которого шарнирно соединено с тягой, другой конец которой образует вращательную пару с опорным элементом, который с помощью резьбового элемента, пропущенного через защитную крышку, разъемно соединен с последней с возможностью регулировки его положения по вертикали. Тяга по длине выполнена из разъемно соединяемых частей с возможностью разъединения последних под действием головной части запускаемого объекта при аварийном выбросе последнего из транспортно-пускового контейнера в закрытом положении защитной крышки. Рычажный механизм выполнен с возможностью обеспечения в закрытом положении защитной крышки автоматического приоткрывания последней, когда давление в подкрышечном объеме превышает заданную величину, и последующего автоматического возврата защитной крышки в исходное положение при выравнивании упомянутого давления с атмосферным. Изобретение направлено на повышение надежности и безопасности пусковой установки. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к оборонной технике, а именно к устройству управления захватом цели и пуском ракеты переносного зенитного комплекса с оптической головкой самонаведения (ОГС). Устройство включает в себя блок разгона ротора гирокоординатора, обнаружитель сигнала ОГС, устройство приема команд управления от оператора, блок сигнализации оператору, реле времени анализа, программное устройство запуска ракеты. Также в устройство введены перестраиваемый узкополосный измеритель вектора входного сигнала, система синхронизации, генератор сканирования, генератор сигнала направленного увода, подающих сигналы в контур слежения ОГС, когда ракета находится на пусковой установке. Производится оценка факта слежения ОГС за источником излучения и отключения этих генераторов после принятия решения на пуск ракеты. Достигается повышение надежности запуска ракеты и упрощение работы оператора. 7 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к ракетам в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных пусковых установках. Ракета (1) расположена в ТПК (2), имеющем цилиндрическую (3) и коническую (4) части направляющей поверхности. Опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с углом конуса, обеспечивающим максимальной длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК. Достигается снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения внутреннего диаметра ТПК. 2 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-03-20 2015-03-19T23:49:27
Наверх