РАКЕТА В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ Российский патент 2015 года по МПК F41F3/04 F42B15/00 

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 (ПУ).

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) ТПК используется в качестве направляющего аппарата ПУ для старта ракеты.

Известна также ПУ для надводных кораблей (Анисимов В.Д. "Новое поколение корабельных пусковых установок". Зарубежное военное обозрение №9, 1999, 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 ПУ подводной лодки (Судостроение за рубежом №7, 1986, стр.48-51. "Пусковая установка вертикального запуска КР "Томагавк" на АПЛ "Лос-Анджелес"). ТПК выполнен в виде стального цилиндра. Внутренняя цилиндрическая поверхность ТПК является направляющей для опорных площадок ракеты при старте.

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

Известна "Крылатая ракета в транспортно-пусковом контейнере" по патенту RU 2215981, в которой вдоль поверхности фюзеляжа закреплены опорные накладки, контактирующие с внутренней поверхностью ТПК.

При старте ракеты с рядом опорных поясов по мере их выхода из ТПК, внутренняя поверхность которого выполнена в виде цилиндрической оболочки, происходит сброс реакций в этих опорных поясах, вызывающий повышенное динамическое нагружение последующих опор и ракеты в целом.

Наиболее близкой по совокупности признаков с заявленным изобретением является "Пусковая установка для ракет многопоясного опирания" по патенту RU 2494334, которая и выбрана в качестве ближайшего аналога-прототипа. Эта ПУ содержит ТПК с направляющей цилиндрической поверхностью и раструбом в передней части, по которым происходит скольжение опорных элементов ракеты при старте. Недостатком этой конструкции является многократное ударное нагружение ракеты при сходе каждого опорного пояса ракеты с направляющей поверхности ТПК.

Цель предлагаемого изобретения - снижение нагрузок на ракету и ТПК при старте, уменьшение аэродинамического сопротивления маршевой ступени ракеты в полете и увеличение миделя ракеты в пределах ограничения заданного внутреннего диаметра ТПК.

Указанная цель достигается тем, что при старте ракеты из ТПК, передняя часть направляющей поверхности которого выполнена в виде раструба, опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с передним диаметром, равным внутреннему диаметру соответствующего сечения ТПК в исходном положении ракеты, и углом конуса, обеспечивающим максимальную длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью раструба ТПК в процессе старта. Потребная величина угла конуса опорной поверхности ракеты определяется расчетным путем с учетом упругих характеристик ракеты и ТПК, зазоров в опорных поясах ракеты, расположенной в ТПК, для условий внешнего нагружения ракеты при старте и параметров продольного движения ракеты в ТПК, вызывающих максимальные нагрузки на ракету при старте.

Отсутствие выступающих элементов стартовых опор на передней части маршевой ступени приведет к уменьшению ее аэродинамического сопротивления в полете.

На фиг.1 изображен общий вид расположения ракеты в ТПК в исходном положении, т.е. до начала движения ракеты. На фиг.2 - положение ракеты в ТПК в момент максимальной длины контакта конической опорной поверхности ракеты с конической частью направляющей поверхности ТПК.

Ракета (1) расположена в ТПК (2), имеющем цилиндрическую (3) и коническую (4) части направляющей поверхности. Опорная поверхность передней части маршевой ступени (5) ракеты выполнена в виде короткого цилиндрического участка (6), переходящего в конус (7). Устройство работает следующим образом: на начальном этапе движения ракеты в ТПК с цилиндрической частью (3) направляющей поверхности ТПК маршевая ступень ракеты контактирует только цилиндрическим участком (6) опорной поверхности. При переходе цилиндрического участка (6) опорной поверхности ракеты с цилиндрической направляющей поверхности (3) на коническую (4) происходит как бы постепенный уход направляющей поверхности (4) от опорной поверхности (6) ракеты. При этом происходит постепенное снятие реакции в опорной поверхности (6) и нарастание реакции в опорной поверхности (7) ракеты. Однако ввиду конической формы опорной поверхности (7) ракеты возникает аналогичный эффект ухода контактирующей части опорной поверхности (7) от направляющей поверхности (3) ТПК, приводящий к снижению максимальной реакции в опорной поверхности (7). В процессе последующего продольного движения ракеты в ТПК из-за упругих свойств ракеты и наличия зазоров между опорами ракеты и направляющей поверхностью ТПК возникает контакт опорной поверхности (7) ракеты с коническим участком направляющей поверхности (4) ТПК. При этом реализуется двойной эффект ухода опорной поверхности (7) ракеты от направляющей поверхности (4) ТПК, снижающий рост реакции в опорной поверхности (7) ракеты. В тоже время увеличивается площадь контакта опорной поверхности (7) ракеты, что приводит к снижению напряжений в зоне контакта этой поверхности. Последующее продольное движение ракеты в ТПК вызывает нагружение следующего опорного пояса (8) ракеты, что приводит к плавному снижению реакции в опорной поверхности (7) до нуля. Такой характер контакта опорной поверхности (7) ракеты приведет к снижению максимальной реакции в этой опоре на 20÷30%, т.к. часть работы внешней нагрузки будет затрачиваться на дополнительный поворот ракеты относительно ТПК. При этом нагрузка на опорную поверхность (7) будет распределяться на большей площади, чем при сосредоточенных опорных поясах. Наличие раструба в передней части ТПК также приведет к снижению максимальной нагрузки в опоре (8) и опоре (9), расположенной на стартовой ступени ракеты, и соответственно на ракету в целом при старте.

В других случаях эксплуатации ракеты в ТПК - транспортирование, внешнее ударное воздействие на пусковую установку - нагружение ракеты со стороны ТПК будет происходить в зоне цилиндрического участка (6) опорной поверхности, который подкрепляется шпангоутом для восприятия соответствующих нагрузок.

При тандемной схеме деления ступеней ракеты опорные поверхности 6 и (7) будут находиться на маршевой ступени (5), что приведет к уменьшению ее аэродинамического сопротивления в полете из-за отсутствия выступающих элементов стартовых опор, а также позволит увеличить внутренние объемы маршевой ступени для возможности размещения оборудования и дополнительного запаса топлива.

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.

Ракета в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) с конической направляющей поверхностью его передней части, имеющая ряд поясов стартовых опор, отличающаяся тем, что опорные элементы передней части маршевой ступени ракеты выполнены в виде единой конической поверхности с передним диаметром, равным внутреннему диаметру соответствующего сечения ТПК в исходном положении ракеты, и углом конуса, обеспечивающим максимальную длину контакта конической опорной поверхности ракеты с конической направляющей поверхностью передней части ТПК в процессе старта.