Пусковая установка для авиационных ракет
LAUNCHING UNIT FOR AIR-LAUNCHED MISSILES

Изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к многоствольным пусковым установкам (ПУ) типа «Блок» для размещения в них и пуска авиационных ракет (ракет), неуправляемых, корректируемых и управляемых с самолетов.
Из уровня техники (см., например, «Оружие и технологии России. Энциклопедия. XXI век» / Гл. ред. Н. Спасский. - М.: Издательский дом «Оружие и технологии», том 10, 2005) известны многоствольные ПУ типа Б13Л, Б8М1, отличающиеся друг от друга количеством пусковых труб для ракет, их калибром и габаритами и включающие в себя корпус цилиндрической формы с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, поперечную одноразовую перегородку для защиты ракет от аэродинамического нагрева и разрушаемую при их пуске, затвор для их фиксации и электрическую систему для подачи пусковых импульсов на ракеты.
Наиболее близкой к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому при его использовании техническому результату является описанная в указанном источнике (см. стр. 266) ПУ (блок орудий Б13Л) для авиационных ракет, имеющая типовой состав входящих элементов известных ПУ, т.е. включающая в себя цилиндрический корпус с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, электросистему для подачи пусковых импульсов на ракеты и затвор для удержания.
Недостатком известных самолетных ПУ является ухудшение их аэродинамических свойств после отстрела ракет, в результате которого за счет ухода ракет и разрушения поперечной, одноразовой перегородки появляются дополнительные стабилизирующие аэродинамические поверхности, которые превышают внешнюю поверхность ПУ по площади в 2,5…3,0 раза, что увеличивает потребные физические усилия пилота на органы управления самолетом, которые становятся близкими к максимальным и значительно затрудняют маневрирование самолета после атаки, в момент возбуждения ПВО противника.
Техническая задача настоящего изобретения состоит в устранении упомянутых выше недостатков и создании ПУ, сокращающей ухудшение аэродинамических свойств летательного аппарата после отстрела комплекта ракет.
Технический результат, который может быть получен при реализации предложенной конструкции ПУ, - сохранение управляемости самолета после отстрела комплекта ракет за счет закрытия пусковых труб и уменьшения площади, омываемой воздушным потоком поверхности ПУ.
Задача, положенная в основу настоящего изобретения, с достижением заявленного технического результата, решается тем, что в пусковой установке для авиационных ракет, включающей цилиндрический корпус с узлами подвески ПУ к самолету, обтекатели, комплект пусковых труб, закрепленных в торцевых дисках корпуса, средство защиты ракет от аэродинамического нагрева, электрическую систему для подачи пусковых импульсов на ракеты и затвор для удержания, средство защиты ракет от аэродинамического нагрева выполнено в виде поворотных клапанов, шарнирно установленных с возможностью открытия и плавного безударного закрытия пусковых труб, при этом последние оснащены газоотводным устройством, выполненным с возможностью отвода части реактивной струи ракеты в переднюю часть указанных труб.
Кроме того, каждый поворотный клапан кинематически связан с односторонним пневматическим демпфером, выдвигающийся шток которого выполнен с возможностью разноскоростного движения при открытии и закрытии поворотного клапана.
Кроме того, газоотводное устройство выполнено в виде дефлектора и газоотводной трубки, причем последняя размещена в корпусе параллельно пусковым трубам, ее носовая часть закреплена в гнезде переднего торцевого диска и соединена с внутренним объемом соответствующей пусковой трубы, а хвостовая часть - с внутренним объемом соответствующего дефлектора.
Выполнение средства защиты ракет от аэродинамического нагрева в виде поворотных клапанов, шарнирно установленных с возможностью открытия и плавного безударного закрытия односторонним пневматическим демпфером пусковых труб, и оснащение последних газоотводным устройством, выполненным с возможностью отвода части реактивной струи ракеты в переднюю часть указанных труб, обеспечивает:
- открытие пусковых труб при старте ракет без касания клапанов их носовыми частями;
- удержание клапана вдоль продольной оси пусковой трубы при покидании ПУ ракетой;
- плавное безударное закрытие трубы клапаном при покидании ПУ ракетой.
После отстрела комплекта ракет, закрытия пусковых труб клапанами и исключения проникновения в них воздушного потока самолет-носитель получает штатную возможность в маневрировании после атаки.
Наличие отличительных от прототипа существенных признаков позволяет признать заявляемое техническое решение новым.
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 и не подтверждена известность влияния его отличительных признаков на указанный заявителем технический результат, следовательно, заявляемое изобретение соответствует условию «изобретательский уровень», а с учетом возможности промышленного изготовления пусковой установки можно сделать вывод о его соответствии критериям патентоспособности.
Предпочтительный вариант исполнения предлагаемого технического решения описывается далее на основе представленных чертежей, где:
- на фиг. 1 изображен общий вид ПУ для авиационных ракет;
- на фиг. 2 изображен выносной элемент А на фиг. 1, дополненный местным разрезом в зоне демпфера;
- на фиг. 3 изображен выносной элемент Б на фиг. 1;
- на фиг. 4 изображен вид В на фиг. 1;
- на фиг. 5 изображен упрощенный вид ПУ, по разрезу Г-Г на фиг. 4, показывающий принцип работы клапанной системы, в статике;
- на фиг. 6 - то же в динамике по разрезу Д-Д на фиг. 4;
- на фиг. 7 представлен кадр видеозаписи - момент старта ракеты;
- на фиг. 8 - то же, выбивание заглушки за счет избыточного давления в трубе;
- на фиг. 9 - то же, выход ракеты из трубы;
- на фиг. 10 - то же, перемещение заглушки под действием ракеты,
и в которых передний обтекатель условно не показан, стрелками указано направление движения газа, в целях повышения наглядности на фиг. 1 и фиг. 2 клапанная система показана для одной пусковой трубы.
В графических материалах соответствующие конструктивные элементы ПУ обозначены следующими позициями:
1 - корпус;
2 - задний обтекатель;
3 - узлы подвески;
4 - электросоединитель;
5 - пусковые трубы;
6 - ракета;
7 - газоотводная трубка;
8 - передний торцевой диск;
9 - гнезда;
10 - поворотный клапан;
11 - пневматический демпфер;
12 - затвор;
13 - выхлопные отверстия;
14 - дефлектор;
15 - поршень;
16 - лепестковый клапан;
17 - шток;
18 - пружина;
19 - приводная вилка;
20 - рычаг;
21 - дренажное отверстие.
ПУ включает корпус 1, передний обтекатель (условно не показан), задний обтекатель 2, узлы подвески 3 для крепления ПУ на держателе летательного аппарата, электросоединитель 4 для стыковки с электрической системой летательного аппарата, пусковые трубы 5 для размещения ракет 6, закрепленные в торцевых дисках корпуса, затвор 12 для удержания ракет, средство защиты последних от аэродинамического нагрева, выполненное в виде поворотных клапанов 10, шарнирно установленных с возможностью открытия и плавного безударного закрытия пусковых труб. Каждый поворотный клапан 10 кинематически связан с односторонним пневматическим демпфером 11 и газодинамически с выхлопом ракеты, причем выдвигающийся шток 17 демпфера 11 выполнен с возможностью разноскоростного движения при открытии и закрытии поворотного клапана. Пусковые трубы 5 оснащены газоотводным устройством (по одному на каждую пусковую трубу), выполненным с возможностью отвода части реактивной струи ракеты в переднюю часть указанных труб в виде дефлектора 14 и газоотводной трубки 7, причем последняя размещена в корпусе 1 параллельно пусковым трубам 5, ее носовая часть закреплена в гнезде переднего торцевого диска 8 и соединена с внутренним объемом соответствующей пусковой трубы 5, а хвостовая часть - с внутренним объемом соответствующего дефлектора 14, направляющего часть давления выхлопа ракеты в носовую часть ПУ. В хвостовой части ПУ на корпусе 1 установлен съемный затвор 12, имеющий выхлопные отверстия 13.
ПУ работает следующим образом.
При прохождении электрического импульса на запуск ракеты зажигается твердотопливная шашка ее двигателя с выбросом реактивной газовой струи через отверстия 13 в затворе 12, со скоростью ≈2000 м/сек, при этом до набора двигателем заданной тяги (≈600 кг) ракета не двигается с места, клапан 10 закрыт и защищает ракеты 6 от набегающего потока. Часть струи захватывается дефлектором 14 и разворачивается в нем на 180°, за счет давления торможения, которое составляет ≈12 атм, что значительно больше встречного давления набегающего потока воздуха, и подается по газоотводной трубке 7 в переднюю часть пусковой трубы 5, в объем ограниченный клапаном 10 и головной частью ракеты 6, после чего клапан 10 путем поворота открывает пусковую трубу 5, приводя в работу механизм пневматического демпфера 11, который содержит: поршень 15 с лепестковым клапаном 16, шток 17, на который надета пружина 18 и приводная вилка 19, связанная с клапаном 10 рычагом 20. Все устройство клапана размещено в корпусе с дренажным отверстием 21. После покидания ракетой 6 пусковой трубы 5 клапан 10 закрывается, в основном, за счет давления набегающего потока, а пневматический демпфер 11 обеспечивает безударное закрытие за время ≈1.5 с.
Изобретение было проверено на упрощенной пусковой установке (см. фиг. 7-10), содержащей в верхнем стволе ракету и установленную перед ней пластиковую заглушку на расстоянии ≈120 мм от носика ракеты. На раскадровке видеозаписи видно, что после начала работы двигателя ракеты заглушка выталкивается из ствола давлением газа, поступающего из «казенной» части блока через зазоры между ракетой и стенкой ствола в его носовую часть. Датчик давления, установленный в заглушке, зарегистрировал давление ≈12 атм внутри ствола. После выхода заглушки из ствола появляется носик ракеты, догоняющий ее, т.е. заглушка опережает ракету на начальной стадии движения ракеты.
Технико-экономическим результатом изобретения являются несостоявшиеся потери самолетов, получающих штатную возможность в маневрировании после атаки за счет закрытия пусковых труб клапанами и исключения проникновения в них воздушного потока.
Экономический эффект определен как разница в стоимости боевых потерь между самолетами без системы глушения стволов (СГС) на блоке БИЛ и самолетами с системой СГС - Б13С5.
Условные обозначения в расчете:
α - вероятность поражения самолета при атаке;
n - количество самолетов, потребное для атаки;
m - потери самолетов;
с - стоимость одного самолета;
К - количество блоков на самолете;
Ц - стоимость потерь;
Б - стоимость одного блока;
Э - экономический эффект.
Условия проведения расчета:
1
2
расчет проводится для двух случаев по величине а (вероятность поражения) для серийного блока Б13Л (α) и нового блока Б13С5 (α) с учетом уменьшения последней, по статистическим данным.
Исходные данные:
1
2
1
2
α=0,3; α=0,1; К=4; n=10 шт.; c=100 млн руб.; Б=2 млн руб.; Б=2,2 млн руб. (Б13С5).
1
1
Определяем количественные потери самолетов для двух случаев α: m=n⋅α=0,3⋅10=3 шт.
2
2
m=n⋅α=0,3⋅10=1 шт.
Стоимость потерь самолетов для каждого случая α.
1
1
1
1
1
Ц=m⋅c+Б⋅К⋅m=m (с+Б⋅К)
1
Ц=3(100+4⋅2)=3⋅108=324 млн руб.
1
Ц=324 млн руб.
2
2
2
Ц=m(с+Б⋅К)=1⋅(100+2,2⋅4)=108,8 млн руб.
2
Ц=108,8 млн руб.
Экономический эффект:
1
2
Э=Ц-Ц=324-108,8=215,2 млн руб.
Э=215,2 млн руб.