Классификация ШПУ по защите

По защищённости от факторов ядерного взрыва зарубежные специалисты различают пять классов ШПУ

Класс низкой защищённости: конструкция способна выдерживать давление ударной волны до 0,7 МПа или до границы светящейся области наземного взрыва в момент её наибольшего развития (ШПУ ракеты Атлас 0,7 МПа (США); ШПУ «Десна-В» для ракет Р-9, «Двина», «Чусовая» для ракет Р-12У и Р-14У, ШПУ для ракет Р-36, УР-100 0,2 МПа (СССР));

Средний или четвёртый класс: ударная волна 0,7--2 МПа внутри светящейся полусферы до зоны разлёта грунта из воронки (ШПУ МБР Титан-1, 2 и Минитмен-1);

Повышенный класс защиты, при котором шахта спасёт ракету в зоне разлёта грунта при давлении ударной волны 2--5 МПа. Также район до 5 МПа является зоной отдельного воздействия ударной волны и огненной полусферы: при соответствующей 4--6 МПа температуре ударной волны 2000--2600 К происходит отрыв и уход вперёд ударного фронта от границы растущей огненной полусферы (ШПУ БРСД S-3 (Франция) 5 МПа, модернизированные ШПУ ракет УР-100 3 МПа, ШПУ ракет Р-36М (СССР) 3--6 МПа);

Высокий класс: зона навала грунта из воронки толщиной до 2 м и ударной волны 5--10 МПа с одновременным действием ударного фронта и высокотемпературной огненной полусферы (ШПУ Р-36М2, Минитмен-2, 3, LGM-118 6--7 МПа, с 1971 г.);

Сверхвысокий или первый класс: зона пластических деформаций грунта, навал земли из воронки 5--6 м и ударная волна свыше 10 МПа. Верхний предел защиты для пусковой установки, размещённой в обычном грунте 12--14 МПа, а в скальном грунте до 20--22 МПа или даже до 50 МПа, что уже достаточно близко к границам воронки, но это прочность только самой шахты, а не хрупкого оборудования и ракеты. У таких установок должен быть ряд конструктивных особенностей: отсутствие оголовка; гибкая, пластичная и упругая конструкция шахты, податливая, но неразрушающаяся под действием сейсмовзрывных волн; маленький диаметр верхнего отверстия и защитной крышки для лучшего сопротивления воздушной ударной волне; заполнение крышки жидким гидратом лития для защиты оборудования от проникающей радиации, уровень которой недалеко от центра взрыва весьма велик. Строить такие шахты предполагалось в скальных материковых породах и на маленьких расстояниях друг от друга. Шахты сверхвысокого класса не строились.

Особый класс защиты: зона прямого попадания расчётного заряда. Пусковая установка в данном случае размещается глубоко под землёй и не имеет прямого выхода на поверхность, а роль защиты пускового оборудования берёт на себя толща грунта. В первой половине 1970-х годов в США рассматривались возможности постройки пусковых установок для ракет «Вулкан» на глубине от 300 до 900 м, способных выдержать прямое попадание боеголовки мощностью от 200 кт до 1 Мт с последующим «высверливанием» пускового контейнера на поверхность в дно воронки и пуском ракеты. Из-за большого времени пробивки ствола такие пусковые системы небоеспособны в начале боевых действий и могли быть использованы только как оружие возмездия, когда ядерная война уже может закончиться. К тому же незадолго до выхода на поверхность ракета оказывается беззащитной перед повторным ударом. От этой идеи отказались также из-за чрезмерных технических сложностей и высоких затрат в пользу эксплуатации уже построенных многочисленных ШПУ «Минитмен» и «Пискипер», а также мобильных систем с ракетами «Трайдент» на подводных лодках.

Авиационная пусковая установка

Изобретение относится к области авиационного вооружения. В корпусе пусковой установки с силовым набором, узлом подвески к летательному аппарату и электросистемой для подачи пусковых импульсов в торцевые диски установлены пусковые трубы для ракет. Над пусковыми трубами установлен защитный дефлектор, который соединен с промежуточным обтекателем. Промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса. На поверхностях дефлектора и пусковых труб выполнена сквозная перфорация. Изобретение направлено на снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из пусковой установки вертолета, вызывающего неустойчивость работы двигателя вертолета.

Настоящее изобретение относится к области авиационного вооружения, а именно к пусковым установкам (далее - ПУ) типа «блок» для размещения в них и пуска авиационных ракет (далее - ракет) неуправляемых, корректируемых и управляемых с вертолета.

Из уровня техники (см., например, «Оружие и технологии России. Энциклопедия. XXI век» / Гл. ред. Н. Спасский. - М.: Издательский дом «Оружие и технологии», том 10, 2008) известны многоствольные пусковые установки (Б8В20, Б13Л1, Б8В7) с плоским передним торцом, отличающиеся друг от друг количеством труб, их калибром и габаритами и включающие корпус цилиндрической формы, внутри которого расположен комплект направляющих пусковых труб, служащих выходом ракет из ПУ при произведении пуска и закрепленных в торцевых дисках корпуса, узлы подвески к вертолету и электрическую систему для подачи пусковых импульсов.

Наиболее близкой к заявленому изобретению по технической сущности и достигаемому при его использовании техническому результату является описанная в указанном источнике (см. стр.268) пусковая установка (блок орудий Б13Л1) для авиационных ракет, имеющая типовой состав входящих элементов известных ПУ, т.е. включающая комплект пусковых труб, заключенных в корпус с торцевыми дисками, имеющими соосные отверстия для установки труб, узлы подвески ПУ к вертолету и электросистему для запуска ракет.

Общим недостатком известных ПУ является способность накапливать горячий газ факела ракеты при старте в пусковых трубах и на переднем торцевом диске корпуса, причем после выхода ракет из ПУ горячая газовая струя факела резко переходит с торцевого диска на цилиндрический корпус установки, тормозится на переднем торцевом диске с резким повышением давления, что приводит к развороту струи в плоскости диска поперек продольной оси ПУ, в том числе в направлении к воздухозаборникам вертолета. Попадание имеющей высокую скорость горячей струи газа в воздухозаборники резко искажает картину потока воздуха в турбовальных двигателях вертолета, что приводит к их помпажу со снижением оборотов или их полной остановке, создавая тем самым аварийную обстановку. Работа двигателя вертолета в режиме помпажа приводит к его разрушению из-за недопустимого повышения температуры газов перед турбиной и потере прочности ее лопаток, поэтому при возникновении помпажа двигатель должен быть переведен в режим «малый газ», на котором помпаж исчезнет сам собой или отключен. Рост температуры газов может достигнуть нескольких сот градусов в секунду и время для принятия решения экипажем ограничено.

Проблема усугубляется и тем, что в момент выхода из ПУ факел ракеты, имеющий радиус не менее 1 м, на расстоянии от сопла в 5 м, встречает осевое сопротивление от тупой носовой части ПУ. Это приводит к развороту струи в поперечном направлении и увеличению радиуса факела до 2-3 раз. Все меры по устранению факела догорания за соплом ракеты лишь уменьшают вероятность нарушений нормальной работы двигателя вертолета, но не приводят к их полному устранению. Объясняется это тем, что даже при отсутствии факела догорания температуры в струях достаточно высоки, чтобы вызвать помпаж двигателя вертолета на удалениях ракеты в десятки метров.

Техническая задача настоящего изобретения состоит в устранении упомянутых выше недостатков, а именно - снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из ПУ с вертолета, вызывающего неустойчивости работы или заглохание двигателей вертолета.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении настоящего изобретения, является снижение температуры воздуха на входе в воздухозаборник при старте ракеты в 2-3 раза.

Поставленная задача с достижением технического результата решается тем, что пусковая установка для авиационных ракет, включающая корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, установленные в торцевые диски, узел подвески к летательному аппарату и электросистему для подачи пусковых импульсов, снабжена защитным дефлектором, соединенным с промежуточным обтекателем и выполненным с возможностью полного охвата выступающих из корпуса пусковых труб.

Кроме того, промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса.

Кроме того, на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб выполнена сквозная перфорация.

Кроме того, промежуточный обтекатель выполнен оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.

Снабжение пусковой установки для авиационных ракет защитным дефлектором, выполненным с возможностью полного охвата верхних частей пусковых труб, и выполнение сквозной перфорации на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб препятствует рассеиванию горячего газа в сторону воздухозаборника вертолета.

Выполнение выходных концов пусковых труб перфорированными исключает возникновение ударно-волновых явлений в пусковых трубах, одновременно снижая температуру газа и отдачу.

Снабжение пусковой установки для авиационных ракет промежуточным обтекателем, размещенным между дефлектором и корпусом, способствует уходу газа, накопленного под дефлектором, назад по потоку воздуха.

Наличие оживальной формы в переходной зоне от обтекателя к обшивке корпуса облегчает вытекание горячего газа из-под обечайки на корпус, в поток холодного воздуха, минуя воздухозаборник двигателя.

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 не известно, а с учетом возможности промышленного изготовления пусковой установки, можно сделать вывод о его соответствии критериям патентоспособности.

Рис.5.1 - корпус; 2 - узел подвески к летательному аппарату; 3 - электросистема для подачи пусковых импульсов; 4 - пусковая труба; 5 - дефлектор; 6 - кронштейны; 7 - промежуточный обтекатель; 8 - ракета; 9 - отверстия дефлектора; 10 - отверстия пусковой трубы.

Пусковая установка для авиационных ракет рис.5. включает в себя корпус 1 с силовым набором, внутри которого смонтированы закрепленные в торцевых дисках корпуса 1 направляющие пусковые трубы 4 для ракет 8, затворы для фиксации ракет (на чертежах не показаны) и электрическую систему 3 для подачи пусковых импульсов. На корпусе 1 установлен узел 2 подвески к летательному аппарату. На переднем торцевом диске корпуса 1 закреплен промежуточный обтекатель 7, имеющий оживальную форму с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.

Выходные концы направляющих пусковых труб 4 выполнены перфорированными, причем отверстия 10 размещены диаметрально расположенными и выполнены с диаметром 20 мм.

Над пакетом выступающих концов направляющих пусковых труб 4 установлен дефлектор 5 газовых струй, выполненный в виде перфорированной цилиндрической обечайки, которая выполнена с радиусом, соответствующим радиусу корпуса 1, причем ее отверстия 9 расположены в шахматном порядке и выполнены с диаметром 20 мм.

Промежуточный обтекатель 7 имеет пять отверстий для фиксации направляющих пусковых труб 4. Цилиндрическая часть промежуточного обтекателя 7 заменяет обшивку передней части корпуса 1 и составляет 1/3 ее длины. Дефлектор 5 крепится к обтекателю 7 пятью кронштейнами 6.

Приведенный выше вариант конкретного выполнения по изобретению не является единственно возможным. Допускаются различные модификации и улучшения, не выходящие за пределы области действия изобретения, определенного прилагаемой формулой.

Пусковая установка для авиационных ракет работает следующим образом.

ПУ подвешивается на одиночные балочные держатели вертолета и заряжается пятью НАР, что может обеспечить поражение живой силы и техники, наземного или надводного базирования. Пуск НАР производится как одиночными залпами, так и серией.

После пуска ракеты горячий газ ее факела, находящийся в пусковой трубе 2 под давлением, стравливается в атмосферу через отверстия 10, отдавая при этом значительную часть своей энергии. При выходе ракеты из пусковой трубы, содержащей перфорацию, давление, накопившееся в ней, сбрасывается плавно без ударной волны, уменьшая температуру газа, а также отдачу. Скопившийся на промежуточном обтекателе 7 газ, распространяющийся поперек продольной оси ПУ, в том числе и в сторону воздухозаборника двигательной установки вертолета, задерживается дефлектором 5 и вытекает из-под него вместе с набегающим потоком воздуха через конусообразную щель в направлении хвостовой части ПУ, минуя воздухозаборники.

В итоге: по результатам испытаний опытного образца ПУ, содержащего реализованные отличительные признаки предлагаемой полезной модели, имеет место значительное снижение температуры воздуха на входе в воздухозаборники вертолета при пусках ракет: со 127,7° при первом варианте испытаний, до 76° - при втором и до 42° - при третьем

Модульная многоместная корабельная пусковая установка вертикального пуска

Изобретение относится к военной технике, в частности к пусковым установкам вертикального пуска. Верхнее основание и ферменный каркас установки соединены между собой через съемные элементы с возможностью разъединения. В каждой ячейке в верхнем основании пусковой установки установлен стакан, корпус которого у нижнего торца выполнен внутри с обтюратором в виде кольцевой опоры для транспортно-пусковых контейнеров (ТПК). В нижнем основании в каждой ячейке пусковой установки соосно упомянутому стакану установлен второй стакан, который шарнирно закреплен на корпусе нижнего основания посредством устройства амортизации. Внутри второго стакана смонтированы захватное устройство для фиксации ТПК от вертикальных перемещений относительно второго стакана и механизм стыковки электроразъема электрической связи корабельной системы управления стрельбой с ТПК. Снаружи второго стакана установлены направляющие элементы, взаимодействующие с соответствующими ответными элементами нижнего основания. В верхней части ферменного каркаса по периметру последнего установлены горизонтально расположенные упоры с возможностью взаимодействия с соответствующими ответными элементами корабля для ограничения перемещений ферменного каркаса при качке корабля. Такое выполнение установки позволяет значительно понизить ее массогабаритные показатели. 1 з.п.ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к военной технике, в частности к корабельным пусковым установкам (ПУ) вертикального пуска.

Известна многоместная корабельная ПУ вертикального пуска по патенту Великобритании 2290856 А (МПК⁶ F 41 F 3/04,1996 г.), содержащая несколько установленных рядом друг с другом удлиненных защитных контейнеров для установки ракет в вертикальном положении. Верхний конец каждого контейнера имеет отверстие для выхода ракеты при пуске, нормально закрытое открываемой защитной крышкой, а нижний конец - сообщается через выхлопной клапан с общей нагнетательной камерой, сообщенной через газоход с атмосферой. Каждый контейнер имеет пожарный трубопровод для гасящей огонь жидкости. Трубопровод снабжен клапаном, который нормально закрыт, но может быть автоматически мгновенно открыт в случае прорыва стенки контейнера снарядом или осколком. В результате срабатывания клапана находящаяся под давлением жидкость, например вода, заполняет контейнер, чтобы погасить огонь или предотвратить его появление или взрыв. Патрубок системы пожаротушения установлен в верхней части контейнера таким образом, что гасящая жидкость прежде всего попадает на самый опасный элемент ракеты, а именно - боеголовку. Может быть предусмотрено несколько подобных патрубков, которые устанавливают в определенных точках контейнера. Пусковая установка жестко закреплена между верхней и нижней палубами корабля. Каждый контейнер представляет собой оболочку, состоящую из четырех изогнутых в плане внутрь контейнера секций-стенок, которые могут быть усилены одним или несколькими металлическими элементами. Эти секции изготовлены из композиционного материала и соответственно скреплены между собой по стыкам. Четыре вершины, образованные секциями-стенками, занимаются оперением ракеты.

Защитный контейнер пусковой установки способен выдержать воздействие осколков, образующихся в случае взрыва хранящейся внутри него ракеты. Таким образом минимизируется возможность поражения и возгорания двигателей ракет в соседних контейнерах пусковой установки. В варианте выполнения каждая защитная крышка закрывает одновременно четыре контейнера. При открывании защитной крышки она своей верхней поверхностью прилегает к части открытого конца газохода и служит отражателем газовой струи. Каждая защитная крышка имеет четыре "выдуваемые" панели, каждая из которых расположена над верхним концом соответствующего контейнера. Упомянутые панели служат для сброса избыточного давления газа внутри контейнера в случае, например, внезапного воспламенения ракеты при хранении, когда соответствующая защитная крышка закрыта. Верхний конец каждого контейнера, помимо упомянутой защитной крышки, нормально закрыт разрушаемой мембраной. В основании каждого контейнера между донной частью ракеты и упомянутым выхлопным клапаном предусмотрена другая разрушаемая мембрана для защиты установленной в контейнер ракеты, например, от влаги при транспортировке и хранении. При этом контейнеры могут быть слегка надуты, например, азотом. Кроме того, при транспортировке и хранении на концы каждого контейнера могут быть установлены дополнительные защитные крышки, которые снимают перед установкой контейнера в ПУ корабля.

Однако наличие газоходов существенно усложняет ПУ и увеличивает ее массогабаритные показатели. Кроме того, размещение нескольких ячеек ПУ под общей защитной крышкой с единым приводом открывания снижает живучесть ПУ.

Рис.16.Схема корабельной пусковой установки для ЗУР типа «Терьер»:

1-механизмы пополнения гидроприводов гидросмесью; 2-замок удержания ракеты на направляющей; 3-направляющая; 4-механизм горизонтальной наводки; 5-гидромотор механизма вертикальной наводки; 6-головка (вращающаяся часть пусковой установки); 7-цапфа с механизмом вертикальной наводки; 8-ЗУР; 9-гидромотор механизма горизонтальной наводки; 10-неподвижное основание (тумба)

Заключение

Пусковые установки являются основными элементами стартовых комплексов ракет и обеспечивают выполнение основных операций по предстартовой подготовке и пуску ракет. В зависимости от назначения и особенностей конструкции ракет их пуски могут осуществляться с пусковых установок вертикального и наклонного старта.

Пусковые установки подводных лодок

Основным достоинством ПУ на подводных лодках (ПЛ) является их скрытность и большая неуязвимость. Однако кучность ракет, запускаемых с АПЛ, значительно меньше по сравнению с наземными ШПУ, вследствие трудности точного определения координат нахождения АПЛ в момент пуска ракеты. Поэтому рассеивание ракет, стартуемых с АПЛ, значительно выше.

Шахтная пусковая установка (ШПУ) -- стационарная ракетная пусковая установка в шахтном сооружении, находящемся в грунте и предназначенная для размещения ракеты с соблюдением требований температурно-влажностного режима и поддержания её в течение длительного времени в готовности к пуску

Авиационные пусковые установки по своей конструкции несложны и состоят из нескольких направляющих трубчатого или рельсового типов, или захватов, или специальных подвесных устройств. Они могут быть подвижными и неподвижными относительно самолета.

Подвижные ПУ позволяют выпускать ракету в различных направлениях относительно линии полета самолета и применяются для пуска ракет класса "воздух-воздух". ПУ на самолете размещаются под фюзеляжем или под крыльями самолета на пилонах. Для пуска ракет с установок, размещенных внутри фюзеляжа самолета, предусматривается специальный отсек, из которого ракета выпускается при помощи шарнирно-рычажной системы с гидравлическим приводом. При стрельбе ракеты выталкиваются пиропатронами, после чего они выходят на траекторию под действием тяги своих двигателей.

Морские (корабельные) пусковые установки в основном выполняются нестабилизированными. Для компенсации качки корабля такие ПУ имеют механизмы горизонтального и вертикального наведения, позволяющие развивать значительные скорости наводки. В частности, скорость наведения по горизонту и вертикали некоторых корабельных ПУ составляет 50-55 град/с. Кроме того, наличие общей стабилизации корабля облегчает применение нестабилизированных ПУ.

Корабельная ПУ состоит из полой цилиндрической тумбы, двух направляющих, вращающейся части и неподвижного основания. Внутри тумбы смонтированы приводы для наведения направляющих по азимуту в направлении цели. Применяющиеся на ПУ приводы электрогидравлического типа обеспечивают высокие скорости наведения ракет. На каждой такой ПУ размещается от 2 до 4 ракет.

Список использованных источников

1. Маликов В.Г. Шахтные пусковые установки. М.: Воениздат, 1975.120 с.

2. Михайлов В.П., Морозов Г.А. Развитие техники пуска ракет / Под ред. акад. В.П. Бармина. М.: Воениздат, 1976. 196 с.

3. Морозов М.И. Ракеты-носители космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1976. 120 с.

4. Наземное оборудование ракет / В.Г. Маликов и др. М.: Воениздат, 1971,

5. Основы теории и проектирования ракетного наземного механического оборудования / В.А. Щетина др. Л.: Военная артиллерийская академия, 1967.

6. Мартынов В.А. Проектирование пусковых установок с наклонным стартом. Л.: ЛМИ, 1978.

7. Ефимов М.В. Прицеливание баллистических ракет. М.: Воениздат, 1968.

8. Лелин Л.С. Устройство пусковых установок и наземного оборудования ракетных комплексов. Л.: ЛМИ, 1977. Ч. 1; Л.: ЛМИ, 1982. Ч. 2.

9. Устройство пусковых установок / С В. Масленников и др.: Учеб. пособие по лабораторным работам. Челябинск: ЧПИ, 1980. - 96 с.

Размещено на Allbest.ru