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.
Известно устройство для запуска противотанковых управляемых ракет (см. Карпенко А.В. Российское ракетное оружие 1943-1993 гг. Справочник. - СПб.: ПИКА, 1993. - стр.73, БМП ПТУР ЗМ14 «Малютка»), содержащее открытую направляющую для запуска ракет, связанную с носителем.
В данном устройстве недостаточны условия для обеспечения надежной эксплуатации ракет при транспортировке, т.к. ракета находится вне автономного контейнера (трубы).
Известно также устройство для запуска противотанковых управляемых ракет (см. патент РФ на изобретение №2460028, Б.и. №24, 2012 г., M.кл. F41F 3/04), содержащее связанную с носителем проточную пусковую трубу с передним и задним торцами, газоотражатель, расположенный у заднего торца проточной пусковой трубы и связанный с ней.
Данное устройство обеспечивает надежную эксплуатацию ракет при транспортировке и отвод газовой струи от носителя при старте ракеты. Однако наблюдается газодинамическое воздействие ударной волны на носитель при старте ракет.
Задачей изобретения является снижение газодинамического воздействия пусковой ударной волны на носитель при старте ракет и повышение надежности работы пускового устройства.
Указанная задача достигается тем, что в устройстве для запуска ракет, содержащем 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, связанного с ней и расположенного у ее заднего торца, при этом в донной части кольцевого корпуса со стороны заднего торца проточной пусковой трубы выполнен кольцевой ряд выходных отверстий.
На фиг.1 изображено устройство для запуска ракет, общий вид; на фиг.2 - вид I на фиг.1; на фиг.3 - вид А на фиг.2.
Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем 4 проточную пусковую трубу 1 с передним 2 и задним 3 торцами, газоотражатель 5, расположенный у заднего торца 3 проточной пусковой трубы 1 и связанный с ней. Газоотражатель 5 выполнен в виде кольцевого заряда 6 твердого топлива с источником воспламенения 7, размещенного в кольцевом корпусе 8 с внешней стороны проточной пусковой трубы 1, связанного с ней и расположенного у ее заднего торца 3. При этом в донной части 9 кольцевого корпуса 8 со стороны заднего торца 3 проточной пусковой трубы 1 выполнен кольцевой ряд выходных отверстий 10.
Устройство работает следующим образом.
При запуске двигателя ракеты 11 и ее старте истекающая из двигателя сверхзвуковая газовая струя имеет впереди бегущую пусковую ударную волну, которая заполняет окружающее пространство. При этом при подаче сигнала на воспламенитель 7 воспламеняется кольцевой заряд 6 твердого топлива и струи газа вытекают через кольцевой ряд выходных отверстий 10 кольцевого корпуса 8.
При взаимодействии ударной волны с пороховыми струями газа, вытекающими из кольцевого корпуса 8 со стороны заднего торца 3 проточной пусковой трубы 1, происходит потеря части энергии ударной волны. Изменение параметров окружающей среды за счет истекания пороховых газов также приводит к снижению воздействия ударной волны.
Таким образом, такое выполнение устройства позволяет повысить надежность работы устройства 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.
Устройство для запуска ракет, содержащее связанную с носителем проточную пусковую трубу с передним и задним торцами, газоотражатель, расположенный у заднего торца проточной пусковой трубы и связанный с ней, отличающееся тем, что газоотражатель выполнен в виде кольцевого заряда твердого топлива с источником воспламенения, размещенного в кольцевом корпусе с внешней стороны проточной пусковой трубы, связанного с ней и расположенного у ее заднего торца, при этом в донной части кольцевого корпуса со стороны заднего торца проточной пусковой трубы выполнен кольцевой ряд выходных отверстий.
Похожие патенты:
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.
Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках преимущественно подводных лодок.
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 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.
Изобретение относится к пусковым установкам (ПУ) для транспортирования и минометного старта ракеты из транспортно-пускового контейнера (ТПК). ПУ содержит основание, закрепленное на самоходном шасси или полуприцепе, стрелу, шарнирно установленную на основании и снабженную кареткой с жестко закрепленными на ней штангами с торцевыми упорами и установленными с возможностью продольного перемещения в жестко закрепленных на стреле опорах. Стрела оборудована механизмом крепления каретки и механизмом крепления стрелы к основанию в вертикальном положении. На стреле неподвижно установлены направляющие. ТПК установлен с возможностью продольного перемещения по штангам и направляющим. Корпус гидроцилиндра подъема шарнирно закреплен на основании, а шток шарнирно закреплен на каретке. При вертикальном положении стрелы гидроцилиндр подъема параллелен плоскости, образованной штангами и направляющими. При закреплении стрелы с основанием и раскреплении каретки от стрелы с помощью имеющихся механизмов крепления опускание ТПК на грунт или подъем ТПК с грунта производится втягиванием или выдвижением штока гидроцилиндра подъема соответственно. Техническим результатом изобретения является снижение массы, упрощение конструкции и повышение надежности работы ПУ. 3 ил.
Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетных пусковых установках (ПУ). Модульная многоместная корабельная ПУ вертикального пуска содержит бронированное основание с броневой панелью с облицовкой со слоем теплоизоляции и слоем из стеклоткани, ячейками для установки транспортно-пусковых контейнеров с защитной крышкой с приводом ее открывания, защитным экраном, коробчатым корпусом из листовой высокопрочной стали, облицовкой со слоями из теплоизоляции и стеклоткани. Защитный экран установлен с зазором относительно облицовки крышки и содержит подложку из стеклотекстолита или алюминиево-магниевого сплава и слои с элементами бронекерамики, карбидокремниевой керамики, корундовой керамики, алюмооксидной керамики, керамики на основе карбида бора. Изобретение позволяет повысить эксплуатационные характеристики ПУ. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
