ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ АВИАЦИОННЫХ РАКЕТ

Изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к многоствольным пусковым установкам типа «Блок» для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата.

Из уровня техники (см., например, «Оружие и технологии России. Энциклопедия. XXI век» / Гл. ред. Н. Спасский. - М.: Издательский дом «Оружие и технологии», том 10, 2008) известны многоствольные пусковые установки для пуска авиационных ракет (далее - ПУ), включающие цилиндрический корпус с поперечным силовым набором и внешними узлами подвески к самолету, комплект пусковых труб для неуправляемых авиационных ракет (далее - НАР), закрепленных в торцевых дисках, обтекатели, электросистему для подачи пусковых импульсов на ракеты, затвор для фиксации ракет в ПУ.

Наиболее близкой к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому при использовании изобретения техническому результату является описанная в указанном источнике (см. стр. 266-267) пусковая установка (блок орудий Б13Л) для авиационных ракет, включающая силовой цилиндрический корпус с поперечным внутренним набором и торцевыми дисками, внешними узлами подвески к самолету, обтекатели, причем передний обтекатель снабжен теплозащитными прокладками (одноразовой теплозащитной перегородкой), установленными(ой) между передним обтекателем и пусковыми трубами для защиты ракет от аэродинамического нагрева и разрушаемой, при пуске, головной частью ракеты), электросистему для подачи пусковых импульсов, комплект пусковых труб для размещения ракет и затвор для их фиксации.

Основным недостатком известной ПУ является невозможность пуска ракет, имеющих встроенные оптические приборы, фотоприемники в носовой части ракеты, например: корректируемые или самонаводящиеся ракеты в связи со значительными ударными нагрузками, действующими на носовую часть ракеты при ее прохождении через одноразовую теплозащитную перегородку при старте. Перегородка должна быть прочной и выдерживать скоростной напор воздуха в полете летательного аппарата, а также газовой струи от соседней стартующей ракеты. Данное обстоятельство лишает ракету гарантии в сохранности оптики при пробитии ею теплозащитной перегородки.

Задача, положенная в основу настоящего изобретения, заключается в создании конструкции ПУ, обеспечивающей возможность пуска ракет, имеющих встроенные оптические, электронные и лазерные приборы в носовой части.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении настоящего изобретения, является возможность пуска из ПУ кроме НАР, также ракет различного назначения: корректируемых, самонаводящихся, управляемых.

Поставленная задача с достижением технического результата решается тем, что в пусковой установке для авиационных ракет, включающей силовой цилиндрический корпус с поперечным внутренним набором и торцевыми дисками, внешними узлами подвески к летательному аппарату, обтекатели, причем передний обтекатель снабжен теплозащитной перегородкой, электросистему для подачи пусковых импульсов, комплект пусковых труб для размещения ракет и затвор для их фиксации, в корпусе размещены газоотводные трубки, параллельно установленные пусковым трубам и выполненные с возможностью подачи газов реактивной струи ракеты на соответствующую часть теплозащитной перегородки.

Кроме того, носовая часть каждой газоотводной трубки закреплена в гнезде переднего торцевого диска, причем выходное отверстие гнезда соединено с внутренним объемом соответствующей пусковой трубы в зоне, граничащей с теплозащитной перегородкой, а хвостовая часть размещена перед сегментным пазом, расположенным на затворе и выполненным с возможностью разворота реактивной струи ракеты на 180° и подачи ее в газоотводную трубку.

Кроме того, ось выходного отверстия гнезда переднего торцевого диска нацелена на центр проходного сечения пусковой трубы.

Размещение в корпусе газоотводных трубок, параллельно установленных пусковым трубам и выполненных с возможностью подачи газов реактивной струи ракеты на соответствующую часть теплозащитной перегородки, и размещение хвостовой части газоотводных трубок перед сегментными пазами, расположенными на затворе и выполненными с возможностью разворота реактивной струи ракеты на 180° и подачи ее в газоотводные трубки, обеспечивает предварительное разрушение теплозащитной перегородки, расположенной перед ракетами, и гарантирует сохранность оптики, расположенной в головной части ракет.

Наличие отличительных от прототипа существенных признаков позволяет признать заявляемое техническое решение новым.

Из уровня техники не выявлены решения, которые имели бы признаки, совпадающие с отличительными признаками заявляемой ПУ, поэтому последняя отвечает условию патентоспособности "изобретательский уровень", а возможность использования в промышленности позволяет сделать вывод о ее соответствии условию "промышленная применимость".

Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического решения с выявленными аналогами уровня техники, из которого изобретение явным образом не следует для специалиста по авиационному вооружению, показал, что оно неизвестно, а с учетом возможности промышленного изготовления пусковой установки можно сделать вывод о его соответствии критериям патентоспособности.

Предпочтительные варианты исполнения предлагаемого технического решения описываются далее на основе представленных чертежей, где:

- на фиг. 1 изображен общий вид пусковой установки для авиационных ракет;

- на фиг. 2 изображен выносной элемент А на фиг. 1, без ракет;

- на фиг. 3 - то же, с ракетами;

- на фиг. 4 изображен выносной элемент Б на фиг. 1, без ракет;

- на фиг. 5 - то же, с ракетами;

- на фиг. 6 показан вид на отверстие затвора.

В графических материалах соответствующие конструктивные элементы пусковой установки для авиационных ракет обозначены следующими позициями:

1. - силовой цилиндрический корпус;

2. - передний обтекатель;

3. - задний обтекатель;

4. - внешние узлы подвески к самолету;

5. - электросоединитель;

6. - пусковая труба;

7. - газоотводная трубка;

8. - поперечный силовой набор дискообразной формы;

9. - передний диск;

10. - гнездо;

11. - одноразовая композитная перегородка;

12. - сквозной канал;

13. - затвор для фиксации ракет;

14. - выхлопное отверстие;

15. - сегментный паз;

16. - головная часть ракеты;

17. - ракета;

18. - оптический прибор;

19. - завальцовка.

Пусковая установка для авиационных ракет состоит из корпуса 1, переднего обтекателя 2, заднего обтекателя 3, узлов подвески 4 для крепления на держателе летательного аппарата, электросоединителя 5 для стыковки электросхемы ПУ с электросхемой летательного аппарата, пусковых труб 6 для размещения ракет, газоотводных трубок 7 (по одной на каждую пусковую трубу), поперечный силовой набор 8 дискообразной формы, для пусковых труб и газоотводных трубок. Передний диск 9 имеет гнезда 10 со сквозным выходом в пусковую трубу 6 под углом. Описанный корпус 1 с носовой части закрыт одноразовой композитной перегородкой 11, которая прижата к корпусу передним обтекателем 2, в котором выполнены сквозные каналы 12, соосные с пусковыми трубами. Передний обтекатель 2 имеет конструктивную возможность ограниченного смещения в положение В для замены перегородки перед полетом. В хвостовой части ПУ на корпус 1 установлен съемный затвор 13, имеющий выхлопные отверстия 14 и сегментные пазы 15, к последним подведены хвостовые части газоотводных трубок 7.

Пусковая установка для авиационных ракет работает следующим образом.

При прохождении электроимпульса на запуск ракеты, зажигается твердотопливная шашка ее двигателя с выбросом реактивной газовой струи через отверстия 14 в затворе 13 со скоростью ≈2000 м/сек, при этом до набора двигателем заданной тяги (≈600 кг) ракета не двигается с места. Часть струи захватывается сегментным пазом 15 затвора и разворачивается в нем на 180° за счет давления торможения, которое составляет ≈70 атм, и подается по газоотводной трубке 7 в переднюю часть пусковой трубы 6, в объем, ограниченный перегородкой 11 и головной частью 16 ракеты 17, с резким повышением давления в нем, что приводит к разрушению перегородки 11 на части без касания головной частью ракеты и обеспечивает сохранность оптических приборов 18, установленных в ней. После набора двигателем заданной тяги ракета сминает завальцовку 19 на гильзе ракеты 17 и начинает движение по пусковой трубе 6; все гильзы ракет остаются в трубах ПУ.

Предложенные в изобретении конструктивные изменения опробованы на макете ПУ в полигонных условиях на неподвижном стенде с использованием штатных ракет типа С-8 и проведением скоростной киносъемки при пусках.

При покадровом просмотре скоростной съемки хорошо видны стадии пуска ракеты:

- появление факела и дыма от ракеты позади ПУ, ракета неподвижна;

- разрушение одноразовой теплозащитной перегородки в передней части ПУ и разлет ее осколков вперед по полету, ракета неподвижна;

- появление ракеты из пусковой трубы и ее движение вперед по полету в штатном режиме.

Результаты полигонных испытаний макета ПУ полностью подтверждают реальность заявленного технического решения.

Экономический эффект изобретения выражается в разнице между стоимостью комплекта вооружения для самолетов фронтовой авиации по существующим нормативам и стоимостью унифицированного комплекта вооружения, который будет дешевле за счет исключения из него специальных пусковых установок для корректируемых и самонаводящихся ракет.