ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА РАКЕТ

Полезная модель относится к военной технике, а именно к пусковым устройствам ракет, и может использоваться для запуска неуправляемых ракет с самолетов и вертолетов.
Для запуска ракет используются специальные пусковые установки, конструкция которых зависит от целевого назначения ракеты и условий ее запуска. Часто, для обеспечения мощности залпа и более компактного размещения, пусковые установки объединяются в блоки, что наиболее характерно для неуправляемых ракет, в том числе и авиационных.
Известен зенитный ракетно-пушечный комплекс «Тунгуска» (Журнал «Техника и оружие», 1996 г., №5, стр. 7-11, издание АО «Авиакосмос»), который имеет две пусковые установки: левую и правую, в каждой из которых установлены по четыре контейнера с ракетами. Пусковая установка состоит из пускового кронштейна с жестко закрепленным на нем ограждением. На пусковом кронштейне шарнирно установлены две направляющие. Каждая направляющая выполнена в виде балки с полозьями и защелками, которые служат для закрепления двух контейнеров с ракетами. При старте ракет реактивная струя, истекающая из двигателя ракеты, воздействует на пусковую установку и, отражаясь от нее, на все элементы комплекса, среди которых могут быть и элементы, чувствительные к тепловому и силовому воздействию, например, оптическая система.
Известна пусковая установка (Патент РФ №2338991 от 01.02.2007 г. «Пусковая установка ракетного комплекса»), содержащая пусковой кронштейн с направляющей и балкой, на которой закреплены полозья и защелки для установки контейнера с ракетой. Направляющая выполнена в виде жестко закрепленного на балке кожуха трубчатого сечения. Внутри в верхней его части и снизу закреплены полозья и защелки для установки контейнеров. Поперечный наружный размер кожуха больше диаметра контейнера. На балке над верхним контейнером установлен термозащитный цилиндрический кожух с отверстиями, над которыми выполнены козырьки, придающие направление газовому потоку при пуске ракеты в кормовую часть направляющей. Указанная конструкция пусковой установки уменьшает воздействие реактивной струи двигателя на элементы пускового комплекса, однако полностью не устраняет. Кроме того, защитный экран устанавливается над парой вертикально расположенных направляющих, то есть для комплекса необходима установка четырех таких защитных экранов, что утяжеляет установку и снижает ее маневренные свойства.
Наиболее близким аналогом предполагаемой полезной модели является пусковая установка (А.Л. Прокопьев, О.В. Поветкин «Помпаж и самовыключение (заглохание) двигателя вертолета при пуске неуправляемых авиационных ракет из блоков орудий. Вестник Самарского государственного университета, №3 (27), 2011, с. 257-264), состоящая из блока двадцати, скрепленных между собой трубчатых направляющих для пуска неуправляемых авиационных ракет (блок орудий Б8В20-А), непосредственно на которым закреплен элемент защиты, названный авторами козырьком, представляющий собой секторную часть перфорированной цилиндрической оболочки, установленный с перекрытием выступающих частей труб блока направляющих и предназначенный для защиты воздухозаборного устройства (ВЗУ) вертолета, расположенного над пусковой установкой, от воздействия прямых и отраженных ударных волн, возникающих при запуске ракет из пусковой установки. Достоинствами козырька является небольшой размер элемента защиты и, как следствие, невысокая масса. Однако данный козырек полностью не решает проблему защиты ВЗУ газотурбинной установки вертолета, так как большая часть реактивных струй ракет, запускаемых из пусковой установки, отражаясь от блока направляющих, обтекает козырек и достигает входа в ВЗУ, что может привести к отказу в работе газотурбинной установки. А уже при незначительном удалении ракеты от блока пусковых контейнеров, в силу малых размеров козырька, входа в ВЗУ может достигать и прямая ударная волна. Указанные негативные моменты усугубляются при серийно-залповом запуске ракет из пусковой установки. Таким образом, форма элемента защиты наиболее близкого аналога не позволяет достаточно эффективно защитить ВЗУ от попадания в его область продуктов сгорания РДТТ стартующей НАР.
Технической задачей предполагаемой полезной модели является существенное снижение параметров - температуры, давления и скорости - ударных и отраженных волн, возникающих при старте ракет из пусковой установки, при достижении ими входа ВЗУ газотурбинной установки вертолета.
Поставленная задача в полезной модели решена тем, что пусковая установка ракет, содержащая трубчатые направляющие, объединенные в единый блок, имеет установленный над ним элемент защиты в виде секторной части оболочки вращения, при этом элемент защиты выполнен в виде набора 3-х секторов конических оболочек вращения, размещенных над передним срезом блока, первый из которых установлен над блоком на расстоянии 0,2…0,25 калибра трубчатой направляющей с перекрытием среза направляющих, а два других расположены последовательно, соосно с первым, со сдвигом вперед относительно первого и друг друга, с перекрытием среза предыдущего сектора последующим и с зазорами между ними, составляющими 0.15…0.35 калибра трубчатой направляющей.
Суть полезной модели поясняется чертежами. На фиг. 1 представлен вид сбоку и сверху на вертолет Ми-28Н с установленным на нем блоком направляющих, имеющим элемент защиты, и стартующей ракетой, на фиг. 2 - блок пусковых направляющих с защитным элементом, на фиг. 3 - увеличенный вид защитного элемента, на фиг. 4 - вид спереди на блок направляющих с защитным элементом, на фиг. 5 - разрез по Д-Д на фиг. 4, на фиг. 6 - разрез по Г-Г на фиг. 4, на фиг. 7 - взаимодействие реактивной струи, истекающей из стартующей ракеты и отраженной от блока направляющих, с защитным элементом.
Расположение пусковой установки ракет 1 с защитным элементом 2 относительно воздухозаборного устройства (ВЗУ) 3 газотурбинной установки и стартующей ракеты 4 на вертолете Ми-28Н показывает, что реактивная струя ракеты, отражаясь от блока направляющих в сторону ВЗУ, повышает температуру и давление газа на входе в ВЗУ, а это негативно сказывается на работе газотурбинной установки вертолета и может привести к ее нестабильной работе и отказу.
1
2
Пусковая установка согласно предполагаемой полезной модели состоит из трубчатых направляющих 5, объединенных в единый блок и предназначенных для пуска ракет, над которым установлен защитный элемент 2, состоящий из 3-х секторов конических оболочек вращения, первый из которых 6 установлен в передней части над блоком направляющих на расстоянии в радиальном направлении L=0,2…0,25 калибра трубчатой направляющей с перекрытием среза направляющих, а два других 7 и 8 расположены последовательно, соосно с первым, со сдвигом вперед относительно первого и друг друга, с перекрытием среза предыдущего сектора последующим и с зазорами между секторами, составляющими L=0,15…0,35 калибра направляющей, со сдвигом вперед относительно первого и друг друга.
Сектора заклепками 9 соединены с отогнутыми частями 10 специальных опорных пластин 11, которые в свою очередь прикреплены к переднему торцу блока направляющих с помощью винтов 12. Для более надежного крепления секторов используется пять опорных пластин. У пластин 11 в передней части для крепления конических секторов имеются три отогнутые конические поверхности 10, а на противоположной стороне к опорным пластинам прикреплены с помощью сварки фигурные основания 13, с помощью которых конструкция крепиться к переднему торцу блока пусковых контейнеров с помощью винтов 12.
Предлагаемая полезная модель работает следующим образом. При выходе ракеты 4 из направляющей блока 1 реактивная струя, истекающая из сопла ракеты, отражается от передней части блока направляющих 1 и разворачивается в радиальном направлении под углом 90° к продольной оси блока. В верхней части отраженная струя продуктов сгорания (фиг. 7) натекает на первый сектор 6 защитного элемента. Элемент защиты, благодаря конической форме, через зазор между ним и пусковой установкой, направляет отраженную часть струи продуктов сгорания назад в осевом направлении блока, значительно уменьшая объем горячих продуктов сгорания, попадающих в область воздухозаборного устройства 3, и снижая благодаря своей форме параметры ударной волны, поступающей в область ВЗУ. Благодаря эффекту эжекции струя, истекающая за пусковую установку, еще дополнительно увлекает за собой часть горячих газов. Однако часть отраженной реактивной струи, обтекая первый сектор 6 с передней части, направляется в сторону ВЗУ, но встречает на своем пути следующий сектор 7 защитного элемента, который эту часть струи перенаправляет в осевом направлении назад в сторону, противоположную входу в ВЗУ, и дополнительно снижает параметры реактивной струи. Потому же принципу действует и третий сектор 8 защитного элемента. Трехкратный цикл перенаправления и отражения первичной реактивной струи, истекающей из сопла двигателя стартующей ракеты, существенно уменьшает массу нагретых газов, поступающих в область входа в ВЗУ, и снижает их параметры (температуру, давление), что предотвращает возможные сбои в работе газотурбинной установки вертолета. Величина зазоров выбирается из следующих соображений: минимальный размер должен обеспечить свободный проход значительной части отраженной от блока направляющих струи за пусковую установку, максимальный размер выбирается из конструктивных соображений, обеспечивая удобство крепления секций между собой, и возможно меньшие габариты и массу всего защитного элемента. Сектора закреплены на пяти опорных пластинах 11, что обеспечивает надежность крепления и целостность конструкции.
Таким образом, в результате работы предполагаемой полезной модели за счет перенаправление большей части реактивной струи за пусковую установку и трехкратного отражения ее от защитных элементов, входа воздухозаборного устройства достигнет малая часть нагретых газов с низкими значениями скорости, давления и температуры, что существенно снижает риск возникновения нестабильной работы газотурбинной двигательной установки или ее помпажа.