способ стрельбы ракетой из пусковой трубы и ракетный выстрел для его осуществления (варианты)

Формула изобретения

1. Способ стрельбы ракетой из пусковой трубы, содержащей заднюю сбрасываемую при выстреле крышку, включающий разгон ракеты в пусковой трубе и сообщение задней сбрасываемой крышке пусковой трубы поступательной скорости в противоположном ракете направлении, отличающийся тем, что сначала задней крышке сообщают угловую скорость с ее вращением относительно стенки пусковой трубы со стороны и в направлении расположения стрелка или устройства управления стрельбой, при этом поступательную скорость задней крышке пусковой трубы сообщают до ее поворота на угол 90°.

2. Ракетный выстрел, содержащий ракету, установленную в пусковой трубе, имеющей заднюю сбрасываемую при выстреле крышку, отличающийся тем, что он снабжен пороховым импульсным газогенератором высокого давления, размещенным на пусковой трубе снаружи со стороны, противоположной расположению стрелка или устройства управления стрельбой, и соединенным радиальным отверстием с зазором между пусковой трубой и реактивным двигателем ракеты, при этом пороховой импульсный газогенератор высокого давления функционально связан с реактивным двигателем.

3. Ракетный выстрел, содержащий ракету, установленную в пусковой трубе, имеющей заднюю сбрасываемую при выстреле крышку, отличающийся тем, что на внутренней поверхности пусковой трубы со стороны, противоположной расположению стрелка или устройства управления стрельбой, выполнен продольный паз, открытый со стороны задней крышки.

4. Ракетный выстрел по п.3, отличающийся тем, что на реактивном двигателе ракеты выполнен совмещенный с продольным пазом пусковой трубы и открытый со стороны задней крышки продольный паз, при этом в обоих пазах размещен вкладной элемент, удерживаемый задней крышкой и удерживающий ракету от проворота относительно пусковой трубы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к военной технике, а именно к способам стрельбы ракетами из пусковых труб, содержащих заднюю сбрасываемую при выстреле крышку, и устройствам ракетных выстрелов с пусковыми трубами.

Удовлетворение постоянно растущих требований к носимым комплексам ракетного вооружения по эффективности на цели и дальности боевого применения требует использования в них все более мощных ракетных двигателей (вышибных или стартовых), продукты сгорания пороховых зарядов которых сообщают начальную скорость ракете в пусковой трубе и одновременно осуществляют вскрытие и выброс задней крышки последней. Однако образующаяся при этом уже в современных комплексах ракетного вооружения симметричная опасная зона по своим параметрам либо уже близка к предельно допустимым значениям и оказывает существенное влияние на психофизическое состояние стрелка и личного состава, взаимодействующего с ним на огневой позиции, либо превышает эти значения, что по условиям безопасности исключает возможность применения таких комплексов ракетного вооружения непосредственно стрелком и требует применения для стрельбы дорогостоящих и прочных устройств дистанционного управления стрельбой. Указанная опасная зона создается ударной волной, высокотемпературными продуктами сгорания порохового заряда реактивного двигателя и выбрасываемыми из задней части пусковой трубы элементами (сопловыми заглушками, несгоревшими частицами порохового заряда, деталями фиксации ракеты в пусковой трубе и т.д.), которые, отражаясь от внутренней поверхности отлетающей назад задней крышки пусковой трубы, могут направляться в места размещения стрелка или устройства управления стрельбой (пусковой установки). Кроме того, задняя крышка, отлетая по оси пусковой трубы, достаточно длительное время находится на оси струи продуктов сгорания заряда двигателя и поэтому приобретает большую скорость, что увеличивает дальность ее отлета назад и тем самым длину опасной зоны за задним срезом пусковой трубы.

В известных носимых комплексах мероприятия по локализации опасной зоны за пусковой трубой при выстреле либо не применяются, либо применяются, но малоэффективные и, как правило, ухудшающие другие характеристики оружия.

Например, в оперенной ракете, размещенной в пусковой трубе (контейнере) [1], задний торец которой перекрыт крышкой, выбрасываемой при выстреле давлением газов реактивного двигателя, и выбранной авторами и заявителем настоящего предлагаемого изобретения его аналогом, мероприятия по уменьшению размеров и параметров опасной зоны за пусковой трубой или по исключению ее распространения в направлении стрелка не реализуются.

Поэтому аналог обладает всеми вышеперечисленными недостатками.

В известных способе стрельбы ракетным выстрелом и ракетном выстреле для его осуществления [2], выбранных авторами и заявителем предлагаемого изобретения его прототипом, реализовано мероприятие, позволяющее несколько снизить уровень избыточного давления в ударной волне при выстреле за счет стравливания части продуктов сгорания порохового заряда в атмосферу до выхода задней сбрасываемой крышки из пусковой трубы.

Способ стрельбы включает срабатывание порохового заряда в пусковой трубе (контейнере) с сообщением ракете поступательной скорости вперед и отделение от заднего среза пусковой трубы инертной массы (задней крышки контейнера) с выбросом ее назад, при этом часть продуктов сгорания порохового заряда стравливают в атмосферу до выхода задней крышки из пусковой трубы через кольцевой зазор между ними.

Ракетный выстрел, реализующий этот способ стрельбы, включает ракету с реактивным двигателем и пусковую трубу с задней сбрасываемой при выстреле крышкой. На заднем торце пусковой трубы выполнен расширяющийся раструб, а задняя крышка закреплена в трубе перед раструбом. Данное техническое решение позволяет снизить один из факторов, определяющих опасную зону за задним срезом пусковой трубы, а именно - избыточное давление ударной волны при выстреле. Однако из описания прототипа видно, что после выхода задней крышки из раструба он приобретает все недостатки аналога, кроме указанного выше, а именно - высокотемпературные продукты сгорания порохового заряда, ослабленная ударная волна и выбрасываемые из задней части пусковой трубы элементы (сопловые заглушки двигателя, несгоревшие частицы порохового заряда, детали фиксации ракеты в пусковой трубе и т.д.), отражаясь от внутренней поверхности отлетающей назад крышки, могут направляться в места размещения стрелка или устройства управления стрельбой. При этом выстрел имеет большую длину пусковой трубы на величину длины раструба.

Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является обеспечение безопасности стрелка при одновременном повышении эффективности на цели и дальности применения ракетного носимого комплекса. Это осуществляется за счет исключения распространения параметров опасной зоны за оружием при выстреле в направлении расположения стрелка.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в известном способе стрельбы ракетой из пусковой трубы, содержащей заднюю сбрасываемую при выстреле крышку, включающем разгон ракеты в пусковой трубе и сообщение задней сбрасываемой крышке пусковой трубы поступательной скорости в противоположном ракете направлении, сначала задней сбрасываемой при выстреле крышке сообщают угловую скорость с ее вращением относительно стенки пусковой трубы со стороны и в направлении расположения стрелка или устройства управления стрельбой, при этом поступательную скорость задней крышке пусковой трубы сообщают до ее поворота на угол 90°

Реализация способа стрельбы осуществляется ракетным выстрелом, включающим ракету, установленную в пусковой трубе, имеющей заднюю сбрасываемую при выстреле крышку, который снабжен:

- или пороховым импульсным газогенератором высокого давления, размещенным на пусковой трубе снаружи со стороны, противоположной расположению стрелка или устройства управления стрельбой, и соединенным радиальным отверстием с зазором между пусковой трубой и реактивным двигателем ракеты, при этом пороховой импульсный газогенератор высокого давления функционально связан с реактивным двигателем ракеты;

- или продольным пазом, выполненным на внутренней поверхности пусковой трубы со стороны, противоположной расположению стрелка или устройства управления стрельбой, и открытым со стороны ее задней сбрасываемой при выстреле крышки.

В частном случае во втором устройстве ракетного выстрела на реактивном двигателе ракеты снаружи выполнен открытый со стороны задней сбрасываемой при выстреле крышки пусковой трубы продольный паз, совмещенный с продольным пазом пусковой трубы и в обоих пазах размещен вкладной элемент, удерживаемый задней сбрасываемой при выстреле крышкой и удерживающий ракету от проворота относительно пусковой трубы. Предложенное техническое решение обеспечивает исключение распространения параметров опасной зоны за оружием при выстреле в направлении расположения стрелка или устройства управления стрельбой.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, где представлены:

- на Фиг.1 - ракетный выстрел с пороховым импульсным газогенератором высокого давления;

- на Фиг.2 - ракетный выстрел с продольным пазом на пусковой трубе и реактивном двигателе;

- на Фиг.3 - сечение А на Фиг.2;

- на Фиг.4 - зоны избыточных давлений и разлета отделяющихся частей при стрельбе прототипом и ракетными выстрелами, представленными на Фиг.1 и 2;

- на Фиг.5 - эпюра давления, действующего на заднюю отделяющуюся крышку при ее вскрытии для ракетного выстрела, представленного на Фиг.2.

Ракетный выстрел с пороховым импульсным газогенератором высокого давления (Фиг.1) состоит из пусковой трубы 1, внутри которой размещена ракета с реактивным двигателем 2. Задний торец пусковой трубы 1 перекрыт сбрасываемой (выщелкивающейся) при выстреле крышкой 3, закрепленной гайкой 4. На пусковой трубе 1 снаружи со стороны, противоположной расположению стрелка или устройства управления стрельбой 5, закреплен газогенератор 6 с пороховым зарядом 7 и капсюлем-воспламенителем 8 ударного или электрического действия. Импульсный пороховой газогенератор высокого давления 6 функционально связан с ракетным двигателем 2 через радиальные отверстия 9, 10 и 11, выполненные соответственно в корпусе газогенератора 6, в стенке пусковой трубы 1 и стенке корпуса двигателя 2 (отверстия 9, 10 и 11 выполнены с перекрытием друг друга). Отверстие 11 изначально перекрыто разрушаемой перегородкой, например сгораемой мембраной из нитропленки (на Фиг.1 не показана). Выполнение отверстий 9, 10, 11 с перекрытием друг друга (совмещение отверстий) обеспечивается механизмом фиксации ракеты в пусковой трубе, который конструктивно может быть выполнен различно. После сгорания перегородки через отверстие 11 осуществляется газодинамическая связь газогенератора 6 с полостью двигателя 2 между его твердотопливным зарядом 12 и сопловым блоком 13, в которой размещен воспламенитель 14. Расходные отверстия 15 соплового блока 13 перекрыты заглушками 16, осуществляющими герметизацию реактивного двигателя 2 и обеспечивающие необходимый "Подпор" (давление форсирования) для воспламенения его заряда 12. Между двигателем 2 и пусковой трубой 1 образован радиальный зазор 17, необходимый для свободного перемещения ракеты по пусковой трубе при выстреле в направлении стрелки 18.

Работа ракетного выстрела при стрельбе осуществляется следующим образом. При срабатывании капсюля-воспламенителя 8 воспламеняется пороховой заряд 7 газогенератора 6 и продукты сгорания через отверстия 9 и 10 попадают в радиальный зазор 17, прожигают нитропленку в отверстии 11 и попадают в полость двигателя 2, где инициируют воспламенитель 14. Одновременно с этим часть пороховых газов по радиальному зазору 17 устремляется в направлении задней крышки 3, и воздействуя на нее, выдавливают край задней крышки 3 из ее заделки между пусковой трубой 1 и накидной гайкой 4 со стороны, противоположной расположению стрелка 5. При этом задней крышке 3 сообщают угловую скорость и перемещают ее в положение За.

К этому моменту воспламеняется заряд 12 ракетного двигателя 2 и пороховые газы от его сгорания через расходные сопловые отверстия 15 вместе с заглушками 16 устремляются на расположенную под углом к ним поверхность задней крышки 3 и отклоняются ею в направлении, противоположном расположению стрелка 5. При этом они полностью выщелкивают заднюю крышку 3 из заделки и сообщают ей поступательную скорость V под углом к оси пусковой трубы 1 и направлению движения 18 по ней ракеты.

Очевидно, что такой механизм взаимодействия будет иметь место, если угол >0° и будет сохраняться, пока задняя крышка 3 взаимодействует с пороховыми газами и не повернется на угол 90°.

Влияние такого механизма взаимодействия задней крышки 3 с пороховыми газами и отделяющимися при стрельбе элементами ракетного выстрела на положение и размеры опасных зон, создаваемых последними при стрельбе за оружием, схематично представлено на Фиг.4, где показаны взаимные расположения при выстреле:

- пусковой трубы 1;

- стрелка или устройства управления стрельбой 5;

- направления стрельбы 18 (движения ракеты);

- зоны предельно допустимых избыточных давлений 19 для прототипа;

- зоны разлета отделяющихся при стрельбе частей 20 для прототипа;

- зоны предельно допустимых избыточных давлений 21 и зоны разлета отделяющихся частей 22 при стрельбе ракетным выстрелом по предлагаемому изобретению;

- задней крышки 3 в одном из возможных положений.

Второй вариант конструкции ракетного выстрела (Фиг.2), реализующего способ стрельбы, включает пусковую трубу 1, в которой размещена ракета с реактивным двигателем 2. Задний торец пусковой трубы 1 закрыт сбрасываемой (выщелкиваемой) при стрельбе задней крышкой 3, закрепленной накидной гайкой 4. На внутренней поверхности пусковой трубы 1 и наружной поверхности реактивного двигателя 2 выполнены совмещаемые продольные пазы 23 и 24, открытые со стороны задней крышки 3, и в которых размещен вкладной элемент 25 (например, шпонка), удерживаемый от выпадания задней крышкой 3 и удерживающий ракету от проворота в пусковой трубе до производства выстрела. Пазы 23 и 24 размещены со стороны, противоположной расположению стрелка или устройства управления стрельбой 5. Работа ракетного выстрела при стрельбе состоит в следующем.

При срабатывании реактивного двигателя 2 (инициирование осуществляется от электрозапала, который на фигуре не показан) пороховые газы из него через расходные отверстия соплового блока поступают в полость пусковой трубы 1 между двигателем и задней крышкой 3, где расширяются и осуществляют давление на поверхность последней в соответствии с эпюрой, представленной на Фиг.5. Благодаря пазу 23, имеющему ширину 26 и глубину 27, на поверхности крышки 3 со стороны, противоположной расположению стрелка, создается дополнительная неуравновешенная сила, которая выщелкивает ее край из заделки против паза 23, сообщая угловую скорость и переводя в положение 3а. С этого момента взаимодействие задней крышки 3 с пороховыми газами и выбрасываемыми при стрельбе элементами ракетного выстрела протекает в точном соответствии с их взаимодействием в первом варианте устройства. Очевидно, что такая конструкция ракетного выстрела целесообразна при достаточно прочном закреплении задней крышки 3 и наличии между ней и двигателем 2 значительного свободного объема. При этом управление угловой скоростью крышки 3 и углом ее поворота производят подбором ширины 26 и глубины 27 паза 23.

Выполнение продольного паза 24 на двигателе 2 и размещение в пазах 23 и 24 вкладного элемента 25 целесообразно, если требуется угловая ориентация ракеты в пусковой трубе 1.

Из вышеперечисленного следует, что сообщением задней крышке угловой скорости с вращением ее относительно стенки пусковой трубы со стороны и в направлении расположения стрелка достигается несимметричное вскрытие задней крышки со стороны, противоположной расположению стрелка. При этом ударная волна, созданная продуктами сгорания порохового заряда, отражаясь от задней крышки, будет направляться в сторону, противоположную расположению стрелка или органа управления стрельбой и тем самым снижать свое воздействие на них. Кроме того, задняя крышка при этом выполняет роль отражателя для факела ракетного двигателя и отбрасываемых из задней части трубы элементов выстрела (сопловые заглушки, несгоревшие частицы топливного заряда, элементы крепления ракеты в пусковой трубе и т.д.), направляя их в сторону, противоположную расположению стрелка или органа управления стрельбой. В результате этого снижается температурное воздействие на стрелка и уменьшается дальность отлета элементов выстрела, вылетающих из задней части пусковой трубы, в том числе и задней крышки, т.к. они выходят с линии действия струи двигателя. Таким образом, предложенные способ стрельбы ракетой из пусковой трубы и ракетные выстрелы, реализующие его, позволяют обеспечить безопасность стрелка при одновременном повышении эффективности на цели и дальности применения ракетного носимого комплекса за счет исключения распространения параметров опасной зоны за оружием в направлении расположения стрелка или устройства управления стрельбой.

Источники информации

1. Патент Франции №2100377, МКл. F 42 В 13/00,1972 г. - аналог.

2. Патент РФ №2082930, МКл.⁶ F 41 A 1/08, 1997 г. - прототип.