Пусковая установка для авиационных ракет

Полезная модель направлена на снижение температуры воздуха на входе в воздухозаборник вертолета при пуске неуправляемых авиационных ракет и предотвращение помпажа силовой установки вертолета. Для достижения технического результата в пусковой установке для авиационных ракет, включающей корпус с силовым набором, внутри которого расположены направляющие пусковые трубы для ракет, закрепленные в торцевых дисках корпуса, узел подвески к летательному аппарату и электрическую систему для подачи пусковых импульсов, выходные концы пусковых труб выполнены перфорированными и снабжены дефлектором газовых струй. На переднем торцевом диске корпуса закреплен промежуточный обтекатель. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Настоящая полезная модель 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 заявленной полезной модели по технической сущности и достигаемому при ее использовании техническому результату является описанная в указанном источнике (см. стр.270-271 пусковая установка (блок орудий Б8В20-А) 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 ГТУ 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 остановки, создавая тем самым аварийную обстановку. Работа двигателя вертолета в режиме помпажа приводит к его разрушению из-за недопустимого повышения температуры газов перед турбиной и потери 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 (см. фиг.1). 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 настоящей полезной модели состоит в устранении упомянутых выше недостатков, а именно - снижение или исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из ПУ с вертолета, вызывающего неустойчивости работы или заглохание двигателей вертолета.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении настоящей полезной модели, 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, выполненным с возможностью охвата выступающих из корпуса верхних частей пусковых труб.

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

Кроме того, установка снабжена промежуточным обтекателем, закрепленным на переднем торцевом диске.

Снабжение пусковой установки для авиационных ракет защитным дефлектором, выполненным с возможностью неполного 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.

Снабжение пусковой установки для авиационных ракет промежуточным обтекателем, закрепленным на переднем торцевом диске, способствует уходу газа, накопленного под дефлектором, назад по потоку воздуха.

Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического решения с выявленными аналогами уровня техники, из которого полезная модель явным образом не следует для специалиста по авиационному вооружению, показал, что она не известна, а с учетом возможности промышленного изготовления пусковой установки, можно сделать вывод о ее соответствии критериям патентоспособности.

Предпочтительные варианты исполнения предлагаемой полезной модели описываются далее на основе представленных чертежей, где:

- на фиг.1 изображена схема воздействия факела на воздухозаборники;

- на фиг.2 представлен общий вид пусковой установки для авиационных ракет;

- на фиг.3 изображена схема прохождения горячих струй газа факела после установки дефлектора;

- на фиг.4 представлено фото опытной пусковой установки для авиационных ракет;

- на фиг.5 изображен график снижение температуры воздуха, поступающего в воздухозаборник, в зависимости от варианта исполнения образца.

В графических материалах соответствующие конструктивные элементы пусковой установки для авиационных ракет обозначены следующими позициями:

1. - корпус;

2. - узел подвески к летательному аппарату;

3. - электросистема для подачи пусковых импульсов;

4. - передний торцевой диск;

5. - пусковая труба;

6. - дефлектор;

7. - кронштейн;

8. - промежуточный обтекатель;

9. - ракета;

10. - отверстия дефлектора;

11. - отверстия пусковой трубы.

Пусковая установка для авиационных ракет включает в себя корпус 1 с силовым набором, внутри которого смонтированы закрепленные в торцевых дисках корпуса 1 направляющие пусковые трубы 5 для ракет 9, 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 4 корпуса 1 закреплен промежуточный обтекатель 8, имеющим конусную форму, которая выполнена с углом обтекания 15° к оси пусковой установки.

Над пакетом выступающих концов направляющих пусковых труб 5 на кронштейнах 7 установлен дефлектор 6 газовых струй, на поверхности которого выполнена сквозная перфорация в виде отверстий 10, который располагается в верхней части силового корпуса 1 со стороны воздухозаборника двигательной установки вертолета и крепится пятью кронштейнами 7.

Выходные концы направляющих пусковых труб 2 выполнены перфорированными, причем отверстия 11 размещены диаметрально расположенными и выполнены с диаметром 16 мм.

Дефлектор 6 в осевом сечении представляет собой 1/3 поверхности цилиндра, выполненного с радиусом на 20 мм больше радиуса силового корпуса 1, при этом отверстия 10 козырька расположены в шахматном порядке и выполнены с диаметром 16 мм.

Пусковая установка для авиационных ракет работает следующим образом.

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

После пуска ракеты горячий газ ее факела, находящийся в пусковой трубе 5 под давлением, стравливается в атмосферу через отверстия 11, 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 так же отдачу. Скопившийся на переднем торцевом диске газ, распространяющийся поперек продольной оси ПУ, в том числе и в сторону воздухозаборника вертолета, задерживается дефлектором и вытекает из-под него вместе с набегающим потоком воздуха через конусообразную щель в направлении хвостовой части ПУ, минуя воздухозаборники.

Предложенные в настоящем техническом решении конструктивные изменения опробованы на опытном образце, полученном путем доработки серийной пусковой установки - блока НАР Б8В20-АЭ, калибра 80 мм, предназначенного для пуска 20 ракет с вертолета, в том числе с вертолета Ми-28Н, имеющего воздухозаборники, расположенные над пусковыми трубами ПУ, что обычно неоднократно приводило к предпомпажной ситуации двигателя вертолета и его нештатной эксплуатации.

Испытания проводились в наземных условиях на макете вертолета Ми-28 в вариантах:

- серийной ПУ (Б8В20-А, как базовый);

- серийной ПУ с заменой штатных труб на перфорированные;

- серийной ПУ с дополнительно установленным перфорированным дефлектором газовых струй.

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 (см. фиг.5): со 127,7° при первом варианте испытаний, до 76° - при втором и до 42° - при третьем.

Перфорированный дефлектор газовых струй совместно с перфорацией направляющих пусковых труб обеспечивает наименьшие температурные воздействия в зоне воздухозаборника по сравнению с другими компоновками, а наличие промежуточного обтекателя с углом обтекания 15° обеспечивает плавное обтекание ПУ спутной струей факела с минимальным разворотом в сторону воздухозаборника. Кроме того было установлено, что отраженные струи факела ракеты имеют значительные размеры, но их плотность меньше, чем в других компоновках. Зона догорания раздроблена струями из перфорации и дефлектором газовых струй, причем раздробленные струйки потока горячего газа незначительной плотности имеют малую дальность в направлении воздухозаборника.

1. 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, отличающаяся тем, что снабжена защитным дефлектором, выполненным с возможностью неполного охвата выступающих из корпуса верхних частей пусковых труб.

2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб выполнена сквозная перфорация.

3. Установка по п.1, отличающаяся тем, что снабжена промежуточным обтекателем, закрепленным на переднем торцевом диске.