направляющее устройство для запуска ракет

Формула изобретения

Направляющее устройство для запуска ракеты, содержащее пусковую трубу и центрирующие опоры, установленные вдоль образующей корпуса ракеты, отличающееся тем, что передняя часть пусковой трубы снабжена кольцевым насадком, имеющим со стороны торца пусковой трубы упорный буртик, при этом длина выступающей части насадка выполнена меньшей половины длины опоры, а его внутренний диаметр больше внутреннего диаметра пусковой трубы, при этом между буртиком насадка и торцом пусковой трубы зажато упругодеформированное кольцо преимущественно из резины, а опоры установлены свободно с обеспечением упора их задней части в корпус ракеты.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в малогабаритных комплексах различного назначения.

Известно "Направляющее устройство для запуска самодвижущихся снарядов" [1], содержащее пусковую трубу, передние и задние центрирующие выступы на корпусе ракеты, взаимодействующие с внутренней стенкой пусковой трубы, которая выполнена с увеличенным в передней части диаметром.

Недостаток устройства - прекращение взаимодействия центрирующих выступов с внутренней стенкой трубы в момент, когда снаряд выходит из нее на половину своей длины, что может привести к ударам снаряда о поверхность трубы, особенно при стрельбе по маневрирующим в ближней зоне целям при поворотах пусковой установки, т.к. механическое центрирование снаряда в трубе в этот момент отсутствует.

Известно "Направляющее устройство для запуска ракеты", являющееся наиболее близким техническим решением и принятое в качестве прототипа [2]. Оно содержит подпружиненные опоры, закрепленные на корпусе ракеты, которые взаимодействуют с внутренней стенкой пусковой трубы, что исключает возможность соударения ракеты с трубой при движении снаряда.

Однако наличие неотделяемых подпружиненных опор на корпусе снаряда ухудшает его аэродинамические характеристики в полете - увеличивает лобовое сопротивление, пружинные опоры подвержены вибрациям действия набегающего потока воздуха, что приводит к нерасчетным скачкам подъемной силы. Кроме того, увеличивается пассивный вес ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является создание направляющего устройства, которое позволило бы обеспечить стабильность аэродинамических характеристик ракеты, уменьшение лобового сопротивления ракеты и ее пассивного веса.

Техническое решение заключается в том, что в направляющем устройстве для запуска ракеты, содержащем пусковую трубу и центрирующие опоры, установленные вдоль образующей корпуса ракеты, передняя часть трубы снабжена кольцевым насадком, имеющим со стороны торца трубы упорный буртик. Насадок выступает за торец пусковой трубы не более, чем на половину длины опоры, при этом внутренний диаметр выступающей части насадка больше внутреннего диаметра трубы. Между буртиком насадка и торцом трубы зажато упругодеформированное кольцо, преимущественно из резины. Опоры установлены на ракете свободно с обеспечением упора их задней части в корпус ракеты и сцентрированы внутренней поверхностью пусковой трубы.

Изобретение поясняется графическими материалами.

На фиг.1 изображено описываемое устройство.

На фиг.2 изображен насадок и упругодеформированное кольцо.

На фиг.3 изображен момент выхода опор из пусковой трубы.

Описываемое устройство содержит пусковую трубу 1 (фиг.1), опоры 2, ракету 3, кольцевой насадок 4 (фиг.2) с упорным буртиком В. Насадок посредством резьбы крепится на торце трубы. Между буртиком насадка и торцом трубы зажато резиновое кольцо 5. Задние торцы опор контактируют с упорной поверхностью Б на корпусе ракеты.

Устройство работает следующим образом. При движении ракеты по пусковой трубе опоры центрируют ракету. Размещение опор в ракете в зависимости от конструкции может быть различным, они могут располагаться как в передней, так и в задней ее частях, посередине, в нескольких местах одновременно.

При выходе опор 2 из пусковой трубы их наружная поверхность взаимодействует с резиновым кольцом 5. При этом за счет сил трения на опору действует вращающий момент, обусловленный взаимодействием ее заднего торца с упором Б на корпусе ракеты. При подходе заднего торца опоры к торцу пусковой трубы увеличенный по сравнению с внутренним диаметром трубы диаметр насадка D не препятствует повороту опоры и отделению ее от ракеты. При этом длина выступающей части насадка l выбирается меньшей половины длины опоры L, что также способствует ее сбросу.

Кольцевой насадок может выполнять и другие функции - в нем может быть закреплена крышка пусковой трубы, он может быть использован для усиления прочности трубы на ее торце, может служить основанием амортизаторов и т.п.

Таким образом, в описываемом направляющем устройстве для запуска ракеты за счет отделения опор от ракеты в момент их выхода из пусковой трубы исключается воздействие их на ракету в полете, что обеспечивает стабильность ее аэродинамических характеристик, уменьшение лобового сопротивления и пассивного веса ракеты. При этом устройство обеспечивает отделение непосредственно в момент выхода ракеты из пусковой трубы за счет энергии ракеты, что исключает их отделение на траектории перед пусковой установкой, когда опора после отделения может попасть в реактивную струю двигателя, разогнаться до большей скорости и ударить по пусковой установке.

Источники информации

1. Патент Великобритании 1439566, F 41 F 3/04, 1976.

2. Патент Российской Федерации 2114369, F 41 F 3/04, 1998.