ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ РАКЕТ МНОГОПОЯСНОГО ОПИРАНИЯ Российский патент 2013 года по МПК F41F3/04 

Изобретение относится к области ракетной техники, а конкретно к пусковым установкам (ПУ) ракет, размещаемых на кораблях, подводных лодках и наземных стационарных и подвижных установках.

Широко известны ПУ для старта ракет. При старте ракеты "Томагавк" из торпедных аппаратов подводных лодок (Родионов Б.И., Новичков Н.Н. "Крылатые ракеты в морском бою", Воениздат, 1987, стр.16-18) транспортно-пусковой контейнер (ТПК) используется в качестве направляющего аппарата ПУ для старта ракеты.

Известна также пусковая установка для надводных кораблей (Анисимов В.Д. "Новое поколение корабельных пусковых установок". Зарубежное военное обозрение №9, 1999 г., стр.45-48) ТПК для минометного старта состоит из двух цилиндрических оболочек, вложенных одна в другую, причем внутренняя используется для хранения и старта ракеты.

Известен ТПК крылатой ракеты "Томагавк", предназначенный для размещения и запуска ракеты из вертикальных пусковых установок подводной лодки (Судостроение за рубежом, №7, 1986 г., стр.48-51. "Пусковая установка вертикального запуска КР "Томагавк" на АПЛ "Лос-Анжелес"), ТПК выполнен в виде стального цилиндра, загерметизированного снизу специальной заглушкой. ТПК снабжен системой выстреливания, выполненной в виде газогенератора и обтюрированного поддона. Внутренняя цилиндрическая поверхность ТПК является направляющей для опорных площадок ракеты и боковой опорной поверхности поддона при старте.

Известны модульные многоместные корабельные пусковые установки вертикального пуска (RU 2213925, RU 2393409), в которых внутренняя поверхность ТПК выполнена в виде цилиндрической оболочки.

Наиболее близким по совокупности признаков с заявленным изобретением является ТПК для хранения и пуска ракеты по патенту RU 2215981, который и выбран в качестве ближайшего аналога-прототипа. Эта ПУ содержат ТПК с направляющей цилиндрической поверхностью, по которой происходит скольжение опорных элементов ракеты при старте.

В процессе старта на ракету действуют резкоударные поперечные нагрузки, вызываемые особенностью старта ракет из ПУ. Эта особенность заключается в том, что каждая опора ракеты в процессе скольжения по направляющей поверхности ТПК нагружена поперечными силами (реакциями), например, от составляющей веса ракеты при наклонном положении ТПК или действием набегающего потока воды на вышедшую из ТПК часть ракеты при подводном старте с ПЛ. В момент выхода опоры с направляющей цилиндрической поверхности ТПК происходит мгновенное снятие силы (реакции) в этой опоре, что приводит к резкоударному нагружению ракеты в поперечном направлении, вызывая нестационарные колебания корпуса ракеты и динамическое нагружение бортовой аппаратуры, агрегатов, а также опор, которые еще контактируют с направляющей поверхностью ТПК.

Целью настоящего изобретения является снижение поперечных динамических нагрузок на ракету многопоясного опирания и ТПК при старте, если направляющей поверхностью для опор ракеты является внутренняя цилиндрическая поверхность корпуса ТПК.

Указанная цель достигается тем, что передняя часть направляющей поверхности ТПС выполнена в виде раструба, длина которого соизмерима с предпоследним расстоянием между опорными поясами ракеты, а увеличение радиуса в выходном сечении раструба не превышает отклонения ракеты в этом сечении при нахождении предпоследней опоры в процессе старта в начальном сечении раструба.

На фиг.1 изображен общий вид расположения ракеты в ТПК в исходном состоянии, т.е. до начала движения ракеты. На фиг.2 - положение ракеты в ТПК в момент нахождения передней опоры предпоследнего пролета ракеты в выходном сечении ТПК.

Транспортно-пусковой контейнер 1 с расположенной в нем ракетой 2 содержит корпус 3. Цилиндрическая направляющая поверхность 4 ТПК, по которой скользят опорные элементы 5 ракеты, переходит в раструб 6. Устройство работает следующим образом: при переходе опорного элемента 5 ракеты 2 с цилиндрической направляющей поверхности 4 на раструб 6 происходит как бы постепенный уход направляющей поверхности 6 из-под опорного элемента 5 ракеты, что приводит к плавному снижению реакции в этой опоре. При этом начинается постепенное нарастание реакции в опоре следующего пояса.

При старте из ТПК без раструба наибольшая реакция возникает в предпоследней опоре 7 в момент ее нахождения в районе верхнего среза ТПК. Для снижения динамичности нагружения предпоследней опоры необходимо растянуть во времени спад реакции в предыдущей опоре ракеты при ее сходе с направляющей поверхности ТПК. Для этого длина раструба должна быть соизмерима с длиной предпоследнего пролета ракеты, а увеличение радиуса в выходном сечении раструба не должно превышать отклонения ракеты в этом сечении ТПК при нахождении предпоследней опоры в процессе старта в начальном сечении раструба. При этих условиях будет обеспечено безотрывное скольжение передней опоры предпоследнего пролета по направляющей поверхности раструба, т.е. спад реакции в этой опоре будет происходить на всей длине раструба. Соответствующий эффект растягивания во времени спада величин реакций присутствует во всех остальных опорах, в том числе и предпоследней, при их движении по раструбу ТПК.

Такой характер нагружения опор приводит к снижению поперечных динамических нагрузок на ракету и ТПК на 20÷30%, что улучшает условия работы бортовой аппаратуры и агрегатов ракеты и позволяет снизить вес конструкции корпуса ракеты. При этом конструкция этого устройства практически не приводит к увеличению массы ТПК.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при конструировании транспортно-пусковых контейнеров (ТПК) для ракет с многопоясным опиранием. ТПК содержит направляющую цилиндрическую поверхность и раструб (воронкообразное расширение) в передней части направляющей цилиндрической поверхности. Длина раструба равна расстоянию между предпоследними опорными поясами ракеты, максимальный радиус раструба в выходном сечении равен отклонению ракеты в этом сечении ТПК при нахождении предпоследней опоры в процессе старта в начальном сечении раструба. Изобретение позволяет снизить динамические нагрузки на ракету и ТПК при старте. 2 ил.

Транспортно-пусковой контейнер (ТПК) с направляющей цилиндрической поверхностью для ракет многопоясного опирания, отличающийся тем, что передняя часть направляющей поверхности ТПК выполнена в виде раструба, длина которого соизмерима с предпоследним расстоянием между опорными поясами ракеты, а увеличение радиуса в выходном сечении раструба не превышает отклонения ракеты в этом сечении ТПК при нахождении предпоследней опоры в процессе старта в начальном сечении раструба.