В ранних ШПУ эти помещения были довольно просторными, что было продиктовано большими размерами ранних жидкотопливных ракет, сложностью заправочного оборудования и необходимостью большого количества воздуха для дыхания персонала из-за возможности утечки агрессивных и ядовитых ракетных топлив. Но с переходом к более компактным ракетам на долгохранимых и неопасных твёрдых ракетных топливах, по мере увеличения потребной защищённости и роста числа шахт их размеры сократились, так как при меньших размерах толстостенная конструкция имеет бомльшую прочность и дешевле в строительстве.
Современные ШПУ обеспечивают защиту стартового комплекса от близкого ядерного взрыва. В свою очередь, одновременно с повышением защищенности ШПУ совершенствуются средства их поражения, в основном за счет повышения точности попадания и применения проникающих в грунт боеприпасов.
Рис.3.Обслуживание МБР «Минитмен-3» в шахтной ПУ
пусковая установка боевая
Рис.4.Разрез ШПУ МБР УР-100
1 -- «ствол» шахтной конструкции; 2 -- защитный оголовок шахты; 3 -- защитная крышка шахты; 4 -- входной люк; 5 -- элементы подвески ТПК; 6 -- ТПК с ракетой; 7 -- газоотбойное устройство
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.