устройство для запуска ракет

Формула изобретения

1. Устройство для запуска ракет, содержащее связанную с носителем проточную пусковую трубу с насадком, установленным позади пусковой трубы, отличающееся тем, что в нем в боковой поверхности насадка со стороны носителя выполнено отверстие, причем отверстие соединено с выходом источника вторичного рабочего тела.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что выход источника вторичного рабочего тела выполнен в виде регулирующего клапана вдува.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что выход источника вторичного рабочего тела выполнен в виде сверхзвукового сопла.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб.

Известно устройство для запуска противотанковых управляемых ракет (см. Карпенко А.В. Российское ракетное оружие 1943-1993 гг. Справочник. - СПб.: ПИКА, 1993. - стр.73, БМП ПТУР ЗМ14 «Малютка»), содержащее открытую направляющую для запуска ракет, связанную с носителем.

В данном устройстве недостаточны условия для обеспечения надежной эксплуатации ракет при транспортировке, т.к. ракета находится вне автономного контейнера (трубы).

Известно также устройство для запуска противотанковых управляемых ракет (см. патент РФ на изобретение № 2097672, 1997 гг., М.: кл. F41F 3/04), содержащее связанную с носителем проточную пусковую трубу с насадком, установленным позади пусковой трубы.

Данное устройство обеспечивает надежную эксплуатацию ракет при транспортировке и отвод газовой струи от носителя при старте ракеты. Однако наблюдается поперечное силовое воздействие на переднюю часть пусковой трубы при движении ракеты за счет перемещения точки приложения силы тяжести ракеты, что может вызывать динамические возмущения пусковой установки и ракеты при ее старте.

Задачей изобретения является создание и обеспечение регулирования величины компенсирующей газодинамической силы на пусковую установку при старте ракеты.

Указанная задача достигается тем, что в устройстве для запуска ракет, содержащем связанную с носителем проточную пусковую трубу с насадком, установленным позади пусковой трубы, в боковой поверхности насадка со стороны носителя выполнено отверстие, причем отверстие соединено с выходом источника вторичного рабочего тела.

Выход источника вторичного рабочего тела может быть выполнен в виде регулирующего клапана вдува.

Выход источника вторичного рабочего тела может быть выполнен в виде сверхзвукового сопла.

На фиг.1 изображено устройство для запуска ракет, общий вид; на фиг.2 - вид I на фиг.1, на фиг.3 - вид I на фиг.1 с выходом источника вторичного рабочего тела в виде сверхзвукового сопла.

Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем 2 проточную пусковую трубу 1 с насадком 3, установленным позади пусковой трубы. В боковой поверхности 4 насадка 3 со стороны носителя 2 выполнено отверстие 5. Причем отверстие 5 соединено с выходом 6 источника 7 вторичного рабочего тела.

Выход 6 источника 7 вторичного рабочего тела может быть выполнен в виде регулирующего клапана вдува 8.

Выход 6 источника 7 вторичного рабочего тела может быть выполнен в виде сверхзвукового сопла 9.

Устройство работает следующим образом.

При запуске двигателя ракеты 8 и ее старте истекающая из двигателя сверхзвуковая газовая струя заполняет проточную пусковую трубу 1. При вдуве через отверстие 5 вторичного рабочего тела наблюдается неравномерность распределения давления по внутренней поверхности насадка 3 и возникает газодинамическая сила на заднюю часть пусковой трубы 1. Эта сила компенсирует силу, действующую на переднюю часть пусковой трубы 1 и вызванную перемещением вперед ракеты 10 при ее движении в пусковой трубе 1.

При необходимости осуществляют регулируемую подачу вторичного рабочего тела через регулирующий клапан вдува 8 и тем самым осуществляют регулирование величины компенсирующей газодинамической силы на пусковую трубу при старте ракеты.

Для повышения величины компенсирующей газодинамической силы выход 6 источника 7 вторичного рабочего тела выполняется в виде сверхзвукового сопла 9.

Таким образом, эффективность предложенного изобретения заключается в снижении динамических возмущений пусковой трубы и ракеты при ее старте за счет создания регулируемого по величине компенсирующего газодинамического силового воздействия на насадок пусковой трубы.