УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАПУСКА РАКЕТ
ROCKET LAUNCHER

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб.
Известно устройство для запуска противотанковых управляемых ракет (см. патент РФ №2097672, М. кл. F41F3/04, 1997 г.), содержащее проточную пусковую трубу, связанную с носителем, закрепленный в заднем сечении трубы проточный насадок.
Данное устройство обеспечивает надежную эксплуатацию ракет при транспортировке. Однако наблюдается газодинамическое воздействие на носитель при старте ракет.
Известно устройство для запуска ракеты (см. патент на изобретение РФ №2275578, 2006 г. «Устройство для запуска ракет», М. кл. F41F 3/04), содержащее проточную пусковую трубу, связанную с носителем, закрепленный в выходном сечении трубы проточный насадок, при этом на внутренней поверхности насадка выполнены радиальные проточные в продольном направлении прорези.
Данное устройство обеспечивает снижение газодинамического воздействия истекающей струи на насадок за счет образования так называемой «ребристой» струи, однако степень гашения истекающей газовой струи недостаточна.
Задачей изобретения является повышение степени гашения истекающей газовой струи при старте ракеты из проточной пусковой трубы.
Указанная задача решается тем, что в устройстве для запуска ракет, содержащем проточную пусковую трубу, связанную с носителем, закрепленный в выходном сечении трубы проточный насадок, при этом на внутренней поверхности насадка выполнены радиальные проточные в продольном направлении прорези, в насадке выполнены карманы, наклоненные к прорезям и сообщенные с ними со стороны выходного сечения пусковой трубы.
На фиг.1 изображено устройство для запуска ракеты, общий вид; на фиг.2 - вид 1 на фиг.1 в разрезе, на фиг.3 - сечение А-А на фиг.2.
Устройство для запуска ракет содержит проточную пусковую трубу 1, связанную с носителем 2, закрепленный в выходном сечении трубы 1 проточный насадок 3, на внутренней поверхности которого выполнены радиальные проточные в продольном направлении прорези 4. В насадке 3 выполнены карманы 6, наклоненные к прорезям 4 и сообщенные с ними со стороны выходного сечения пусковой трубы 1.
Устройство работает следующим образом.
При запуске двигателя ракеты 5 и ее старте истекающая газовая струя заполняет проточную пусковую трубу 1 и проточный насадок 3. При прохождении истекающей газовой струи через проточный насадок 3 и радиальные проточные в продольном направлении прорези 4 образуется так называемая «ребристая» струя, которая при взаимодействии с окружающей средой распадается, снижая свое газодинамическое воздействие на носитель 2. При попадании газовой струи в карманы 6 в них образуются газовые вихри, при этом компонент скорости, направленный вдоль карманов 6, заставляет двигаться газовые вихри вдоль них, что вызывает винтовое движение газа. Далее вихревой жгут поступает в радиальные проточные в продольном направлении прорези 3, а по ним - к заднему сечению пусковой трубы 1. 3а счет тангенциальной составляющей скорости вихря происходит его взаимодействие с пограничным слоем истекающей струи, что приводит к усилению струйной неустойчивости острых углов в струе, повышению уровня начальной турбулентности на границах струи и способствует большему подмешиванию наружного воздуха к струе и тем самым быстрому затуханию скорости воздушного потока.
Таким образом, эффективность предложенного изобретения заключается в повышении степени гашения истекающей струи за счет повышения уровня турбулентности истекающего газового потока при старте ракеты из проточной пусковой трубы.