Авиационная пусковая установка это



Противотанковый комплекс 9К121 Вихрь

Комплекс Вихрь

Авиационный противотанковый ракетный комплекс «Вихрь» предназначен для поражения бронированной техники, в том числе оснащенной реактивной броней, и малоскоростных воздушных целей, летящие со скоростью до 800 км/ч.

Разработка комплекса начата в 1980 году в КБ приборостроения (НПО «Точность») под руководством главного конструктора А.Г.Шипунова. Принят на вооружение в 1992 году.

К началу 2000 года комплекс использовался на противотанковом штурмовике Су-25Т (Су-25ТМ, Су-39, подвешивается до 16 ракет на двух пусковых установках АПУ-8) и боевом вертолете Ка-50 «Черная Акула» (подвешивается до 12 ракет на двух ПУ).

В 1992 году на выставке в Фарнборо впервые была показана усовершенствованная модификация ракеты «Вихрь-М».

Имеется вариант корабельного комплекса «Вихрь-К», который включает 30-мм артиллерийскую установку АК-306 и четыре ПТУР «Вихрь» с дальностью стрельбы до 10 км. Комплексом «Вихрь» предполагается оснащать патрульные корабли и катера.

На западе комплекс «Вихрь» получил обозначение AТ-12 (АТ-9).

Ракеты Вихрь

В состав комплекса ракетного оружия «Вихрь» входят:

  • сверхзвуковая управляемая по лучу лазера ракета 9А4172 (см. схему);
  • круглосуточная обзорно-прицельная система И-251 «Шквал»;
  • авиационная пусковая установка АПУ-8 или АПУ-6;

Комплекс позволяет вести стрельбу одиночными ракетами и залпом из двух ракет. Высокая сверхзвуковая скорость ракеты (до 610 м/c ) способствует снижению уязвимости вертолета во время атаки и позволяет в одном заходе поразить несколько целей. Дистанцию 4 км ракета пролетает за 9 с. Для сравнения: наиболее мощная американская вертолетная противотанковая ракета FGN-114K «Hallfire» имеет дозвуковую скорость и покрывает это расстояние за 15 с.

Ракета выполнена по аэродинамической схеме «утка» со складным крылом . Ее наведение осуществляется при помощи всесуточного автоматического прицельного комплекса. При приближении к району нахождения цели, координаты которой заранее заведены в БЦВМ вертолета, на расстоянии приблизительно 12 км автоматически включается режим телевизионного сканирования местности. Обнаружив изображение цели на телевизионном экране, летчик направляет вертолет в ее сторону, затем обрамляет цель сеткой прицела и нажимает кнопку автоматического слежения. Прицел переходит на автоматическое сопровождение цели, а по достижении разрешенной дальности производит пуск ракеты.

Тип старта — из транспортно-пускового контейнера вышибным зарядом.

Лазерно-лучевая система наведения в сочетании с автоматической системой сопровождения цели гарантирует высокую точность стрельбы, практически не зависящую от дальности. Мощность излучения лазерно-лучевой системы управления, на порядок меньшая пороговой мощности срабатывания зарубежных систем предупреждения о лазерном облучении, обеспечивает высокую скрытность применения. Вероятность уничтожения малоразмерной подвижной цели класса «танк» ракетой «Вихрь» — 80%.

Хранение, транспортировка и применение ракеты осуществляются с использованием транспортно-пускового контейнера , обеспечивающего безрегламентное складирование ПТУР в течение 10 лет.

Кумулятивно-осколочно-фугасная с лидирующим кумулятивным зарядом БЧ ракеты 9А4172 способна пробить броню (в том числе активную) самых современных зарубежных танков с любых ракурсов. Максимальная бронепробиваемость — 1000мм.»Вихрь» имеет контактный и неконтактный взрыватели

Источник

Пусковые установки, пусковые устройства

Пусковые установки (ПУ) и пусковые устройства — специальные устройства, предназначенные для размещения, прицеливания, предстартовой подготовки и пуска ракеты. ПУ состоит из пускового стола или направляющих, механизмов наводки, средств горизонтирования, проверочно-пусковой аппаратуры, источников электропитания.

Пусковые установки различают по виду старта ракет — с вертикальным и наклонным стартом, по подвижности — стационарные, полустационарные (разборные), подвижные.

Стационарная пусковая установка C-25 с вертикальный стартом

Стационарная пусковая установка C-25 с вертикальный стартом

Переносной зенитный ракетный комплекс «Игла»

Переносной зенитный ракетный комплекс «Игла»

Пусковая установка переносного зенитного ракетного комплекса «Блоупайп» с тремя направляющими

Стационарные ПУ в виде пусковых столов монтируются на специальных бетонированных площадках и перемещению не подлежат.

Полу стационарные ПУ при необходимости могут разбираться и после транспортировки устанавливаться на другой позиции.

Подвижные ПУ размещаются на специальных транспортных средствах. Применяются в мобильных ЗРК и выполняются в самоходном, буксируемом, носимом (переносном) вариантах. Самоходные ПУ размещаются на гусеничных или колесных шасси, обеспечивая быстрый переход из походного положения в боевое и обратно. Буксируемые ПУ устанавливаются на гусеничных или колесных несамоходных шасси, перевозятся тягачами.

Переносные пусковые устройства выполняются в виде пусковых труб, в которые устанавливается ракета перед пуском. Пусковая труба может иметь прицельное устройство для предварительного нацеливания и пусковой механизм.

По количеству ракет, находящихся на пусковой установке, различают одинарные ПУ, спаренные и т. д.

Похожие книги из библиотеки

Истребитель танков «Мардер»

Истребитель танков «Мардер»

Сам факт появления в Вермахте самоходных противотанковых орудий не случаен. С одной стороны — это часть общего процесса создания широкой номенклатуры самоходноартиллерийских установок, необходимых для повышения мобильности артиллерийских подразделений в составе танковых и моторизованных дивизий. С другой — прямое соответствие тактике применения танковых соединений в немецкой армии.

В принципе, для Панцерваффе было характерно наличие в штате большого числа противотанковых орудий. Так, например, к началу операции «Барбаросса» в составе немецкой танковой дивизии в среднем имелось 45 37-мм и девять 50-мм противотанковых пушек, в моторизованной дивизии — 102 37-мм и девять 50-мм. Кроме того, для противотанковой обороны могли привлекаться (и привлекались) легкие и тяжелые пехотные орудия, а также малокалиберная зенитная и дивизионная гаубичная артиллерия. В состав дивизионных боевых групп в случае необходимости включались орудия корпусной артиллерии и 88-мм пушки тяжелых зенитных дивизионов Люфтваффе.

Элементы обороны

Элементы обороны

Сборник посвящен анализу развития различных программ российского (и отчасти украинского) оборонно-промышленного комплекса по разработке вооружений и военной техники, а также их месту на мировом рынке вооружений и военной техники.

Металлоискатели

Металлоискатели

Книга предназначена для радиолюбителей, интересующихся вопросами поиска различных металлических предметов с помощью специального оборудования, к которому, в первую очередь, относятся металлоискатели.

В соответствующих разделах приведены принципиальные схемы и рисунки печатных плат как простых, так и более сложных конструкций. Даны рекомендации по самостоятельному изготовлению и настройке металлоискателей, а также советы по их практическому применению.

Настоящее издание будет полезно не только подготовленным радиолюбителям, но и всем читателям, интересующимся данной темой, поскольку большинство представленных конструкций может изготовить как взрослый, так и школьник, никогда не державший в руках паяльник.

Hs 129 истребитель советских танков

Hs 129 истребитель советских танков

Весной 1937 г. штабом люфтваффе был введен термин Schlachtflugzug (ударный самолет для поражения бронетехники и фортификационных укреплений противника) и объявлен конкурс на создание такой машины. В апреле того же года тактико-технические требования к «Schlachtflugzug» были разосланы на четыре авиастроительные фирмы: Гамбургер (позже Бломм и Фосс), Фокке-Вульф, Гота и Хеншель. В требованиях особо оговаривался состав силовой установки – два двигателя относительно малой мощности, малые геометрические размеры самолета, наличие бронестекла фонаря кабины толщиной не менее 75 мм, бронезащиты двигателей и члена экипажа, вооружение из двух 20-мм автоматических пушек и пулеметов. В отношении количества членов экипажа ясности не наблюдалось, но военные склонялись в пользу одноместной машины, считая, что защиты от атак из задней полусферы не потребуется. В целом же требования выглядели достаточно либеральными, чтобы не сказать размытыми, и не связывали свободу рук конструкторам.

Прим.: Полный комплект иллюстраций, расположенных как в печатном издании, подписи к иллюстрациям текстом.

Зенитные ракетные комплексы

Книга состоит их четырех разделов. В первом раскрываются основные принципы построения и работы зенитных ракетных комплексов, что позволяет лучше понять материал последующих разделов, которые посвящены переносным, подвижным, буксируемым и стационарным комплексам. В книге описываются наиболее распространенные образцы зенитного ракетного оружия, их модификации и развитие. Особое внимание уделяется опыту боевого применения в войнах и военных конфликтах последнего времени.

Прим. OCR: К сожалению это лучший найденный вариант скана.

Разделы Библиотеки

  • Техника
    • Авиация 171
    • Ракеты 18
    • Корабли 139
    • Танки 178
    • Разное 56
    • Автоматы 23
    • Пистолеты 16
    • Ножи 8
    • Разное 45
    • Россия 58
    • СССР 163
    • Германия 82
    • Исторические 34
    • Боевые искусства 7
    • Общевоенная подготовка 8
    О проекте Арсенал-Инфо.рф

    На портале собраны книги, публикции и справочные материалы посвященные современному вооружению, оружию и технике, исторические хроники боевых действий и войн.

    Все материалы на данном сайте взяты из открытых источников — имеют обратную ссылку на материал в интернете или присланы посетителями сайта и предоставляются исключительно в ознакомительных целях. Права на материалы принадлежат их владельцам. Администрация сайта ответственности за содержание материала не несет. Модерация осуществляетвляется по официальным заявлениям правообладателей.

    Источник

    Авиационное пусковое устройство АПУ-470М

    Авиационное пусковое устройство АПУ-470М предназначено для подвески, транспортировки и пуска ракет Р-27Р1, Р-27ЭР1, Р-27Т1, Р-27ЭТ1. Данные пусковые устройства размещаются на двух симметричных крыльевых точках подвески. Пусковые устройства, подвешиваемые под левую и правую плоскости самолета взаимозаменяемые. Каждое из пусковых устройств предназначено для подвески одной ракеты.

    АПУ безопасно во всех условиях боевого применения и эксплуатации, а также при проверке и подготовке к применению.

    Функционально АПУ-470М из следующих основных систем и механизмов:

    — механизма стыковки разъемов;

    — элементов системы глубокого охлаждения;

    Основной частью конструкции АПУ-470М является корпус (рисунок 2.1), который предназначен для закрепления на нем и размещения составных элементов пускового устройства. Все составляющие части корпуса сварной конструкции, изготовлены из стали.

    Рисунок 2.1 – компоновка АПУ-470М

    К направляющей, расположенной в нижней части корпуса, крепятся блоки, агрегата и узлы, размещенные внутри корпуса АПУ. Направляющие пускового устройства имеют два профиля: сзади — транспортный участок, на который опираются узлы подвески подвешенной на АПУ ракеты, и спереди — сходовый участок, по которому перемещаются узлы подвески ракеты на начальном этапе ее движения до схода с АПУ. Передний, средний и задний кожухи предназначены для усиления конструкции корпуса и для закрытия размещенных в корпусе блоков, агрегатов и узлов.

    Внутри корпуса АПУ установлены:

    — Блок защелки (стопорныймеханизм), размещенный в носовой части корпуса;

    механизм стыковки разъемов, размещенный за стопорныммеханизмом

    — электропневмоклапан, расположенный в районе переднего узла подвески;

    — баллон с азотом, расположенный сзади электропневмоклапана;

    — два электроконтакта для подвода электрического тока к электроцепи двигателя ракеты;

    — жгуты электропроводки, коаксиальный тракт и трубопровод подачи азота с разъемами.

    Блок защелки, представленный на рисунке 2.2, предназначен для удержания ракеты на АПУ от осевых перемещений, управления уборкой электро и пневморазъемов внутрь корпуса АПУ и замыкания электроцепи поджига двигателя после расстопоривания стопорного механизма при пуске ракеты.

    Корпус объединяет все элементы стопорного механизма. В нижней части корпуса сзади имеется отверстие для прохода переднего узла подвески ракеты внутрь стопорного механизма, а спереди — направляющие выступы, которые входят в соответствующие продольные пазы переднего узла подвески ракеты. В нижние пазы — при подвески ракеты Р-27Р1(Т1) и в верхние пазы – при подвески ракеты Р-27ЭР1 (ЭТ1) при креплении ракеты в стопорном механизме.

    На закрепленных в корпусе двух валиках свободно вращаются левый и правый рычаги. Плечи рычагов при своем вращении сжимают подковообразную пружину. Вращение рычагов под действием подковообразной пружины при открытии защелки ограничивается выступами на корпусе.

    Рисунок 2.2 – Блок защелки

    Передние плечи рычагов стопорного механизма имеют горизонтальные и вертикальные выступы. В горизонтальные выступы рычагов стопорного механизма упирается передний узел подвески ракеты. Под действием усилий от переднего узла подвески ракеты передние плечи рычагов стопорного механизма стремятся повернуться на открытие, обеспечивая проход через стопорный механизм узла подвески ракеты. От взаимного расположения горизонтальных выступов на рычагах стопорного механизма и подковообразной пружины относительно валиков зависит усилие, которое необходимо развить двигателю ракеты для раскрытия стопорного механизма. На оси 1 расположенной в отверстиях корпуса штифтами закреплен стопор и два рычага 1. При обесточенном электромагните зубья стопора заходят за вертикальные выступы рычагов стопорного механизма и не позволяют им расходиться. При срабатывании электромагнита стопор выходит из зацепления с вертикальными выступами рычагов стопорного механизма и становится возможным его раскрытие. Вместе со стопором вращаются рычаги 1 и нажимают кнопки микровыключателей. В этом положении стопор закрывает отверстие, исключая возможность установки предохранительной чеки.

    При движении ракеты по направляющим АПУ под действием переднего узла подвески рычаг 2 вращается и перемещает тяги вперед. После выхода из зацепления рычага 2 с передним узлом подвески ракеты рычаг и тяги под действием пружины возвращаются в исходное положение.

    Механизм стыковки разъемов (рисунок 2.3) предназначен для электрической и пневматической связи ракеты с АПУ и соответственно с электрической системой самолета, а также для автоматического разъединения и безопасной уборки внутрь корпуса АПУ электро- и пневморазъемов

    Рисунок 2.3 – Механизм стыковки разъемов

    Корпус механизма стыковки разъема фигурной формы, в нижней его части имеется фланец, который винтами прикреплен к направляющей АПУ.

    Каретка, рычаги 1и 3 с корпусом образуют параллелограмм и совместно с осями вращения рычагов в корпусе и в каретке, обеспечивают горизонтальное положение каретки вместе с электроразъемом приих перемещении в вертикальной плоскости. Электроразъем имеет возможность незначительного перемещения относительно каретки вперед и в боковом направлении. Перемещение вперед ограничивают пластины. Возможность перемещения разъема относительно каретки необходима при стыковке разъемов АПУ с разъемами ракеты, при пуске ракеты, а также для исключения повреждения разъемов в полете.

    При отсутствии ракеты на АПУ опускание разъемов ограничивается буртиками, в которые упирается корпус электроразъема. Когда на АПУ подвешена ракета, то опускание разъемов ограничивается самой ракетой, а величина хода зависит от типа ракеты: ход разъема меньше при подвеске ракеты Р-27Р1(Т1) и больше — при подвеске ракеты Р-27ЭР1(ЭТ1). При неполной стыковке электроразъемов АПУ и ракеты исключается возможность установки предохранительной чеки в отверстие на корпусе АПУ с надписью ЗАКР. При стыковке электроразъема с ракетой одновременно происходит стыковка и пневморазъема. Во всех случаях, если на АПУ не подвешена ракета, контакты электроразъема закрываются крышкой, которая крепится к корпусу электроразъема двумя винтами, а пневморазъем закрывается специальным колпачком.

    Электросистема является переходным звеном от самолета к ракете и выполняет следующие функции:

    — подачу в ракету сигналов в зависимости от режима работы СУО;

    — блокировку электрических цепей пуска при наземной подготовке, а также в полете, до готовности ракеты к пуску;

    — управление системой подачи азота для охлаждения тепловой ГСН.

    Эти функция обеспечивают следующая совокупность устройств: блок коммутации, блок резисторов, блок диода, электромагнит, пневмоэлектроклапан, переключатель, два электроконтакта, блок микровыключателя механизма стыковки разъемов, два микровыключателя стопорного механизма, электрожгут.

    Система глубокого охлажденияпредназнечена для охлаждения тепловой ГСН, обеспечивает подвод азота к пневморазъему ракеты и состоит из: баллона с установленным на нем зарядным клапаном; перепускным клапаном и манометром; пневмоэлектроклапана; трубопровода; пневморазъема.

    2.3 Авиационное пусковое устройство АПУ-73-1Д

    Авиационное пусковое устройство АПУ-73-1Д (рисунок 2.4) предназначено для размещения, надежного закрепления, транспортировки до точки пуска и пуска ракеты Р-73Э.

    АПУ-73-1Д представляет собой автономную систему, содержащую всю необходимую аппаратуру и механизмы для подготовки и пуска ракеты Р-73Э.

    Рисунок 2.4 – Компоновка АПУ-73-1Д

    В состав АПУ-73-1Д входят следующие блоки и механизмы:

    — механизм поджатия разъема РПКМ;

    — механизм среза жгута;

    — элементы системы глубокого охлаждения;

    Стопорный механизм,представленный на рисунке 2.5, предназначен для фиксации ракеты на направляющих АПУ; обеспечения схода ракеты с заданным усилием; блокировки цепи запуска двигателя при наземной эксплуатации.

    Стопорныймеханизм состоит из корпуса, на котором установлены узлы и детали, обеспечивающие удержание ракеты на направляющих от перемещения вперед и назад, прохождение команды на запуск двигателя ракеты через контакты запуска двигателя (КЗД), тарированное поджатие пружины гайкой усилие схода ракеты и блокировку цепи запуска двигателя ракеты приназемной эксплуатации.

    На корпусе стопорногомеханизма установлены пластины антивибраторов, обеспечивающие уменьшение вибраций ракеты в пределах зазора между передним узлом крепления и верхней плоскостью направляющих пилона пускового устройства, и рычаги, возвращающие антивибраторы в исходное положение при подвеске ракеты. На стенках закреплены концевые выключатели, замыкающие цепь запуска двигателя ракеты при открытии стопорного механизма. На кронштейне установлены концевые выключатели, размыкающие цепь запуска двигателя ракеты при вставленной чеке, и электроклапан системы охлаждения ракеты. К электроклапану подсоединен трубопровод подачи азота в систему охлаждения.

    Рисунок 2.5 – Стопорный механизм

    При подаче постоянного электрического тока напряжением 27В на электромагнит, защелка поднимается и через рычаг нажимает кнопки микровыключателей, обеспечивающих прохождение электрической команды на КЗД. Вторая пара нормально замкнутых контактов микровыключателя используется для выдачи на борт индикации закрытого положения замка. При этом защелка освобождает шток и не препятствует открытию замка. Под действием тяги двигателя скос переднего узла крепления ракеты нажимает ролик, в результате чего обе тяги, преодолевая усилие пружины, складываются. Ролик поднимается и не препятствует сходу ракеты. Величина поджатия пружины регулируется гайкой, обеспечивая заданное усилие схода ракеты. При сходе ракеты ее передний узел крепления, упираясь в упоры пластин антивибраторов, перемещаетих вперед, и под действием усилия пружины пластины поджимаются вверх и удерживаются в верхнем положении, обеспечивая свободный проход второго и третьего узлов крепления ракеты. После схода ракеты пружина возвращает тяги с роликом в исходное положение. После отключения питания с электромагнита защелка опускается и вновь стопорит шток электромагнита.

    Механизм поджатия разъема РПКМ(рисунок 2.6) обеспечивает стыковку установленной на корпусе механизма вилки электроразъема ракеты с пусковым устройством, а также фиксацию подстыкованной вилки электрожгута ракеты. Корпус механизм поджатия разъема РПКМ крепится к корпусу пускового устройства. На корпусе установлена розетка разъема РПКМ электрожгута АПУ.

    Рисунок 2.6 – Механизмы поджатия разъема и среза жгута

    Для осуществления стыковки АПУ с ракетой необходимо рычаг перевести в верхнее положение, при этом ползуны за счеткинематики переместятся в крайнее левое положение, а валики вилки электроразъема ракеты ввести в ловители механизма и вручную продвинуть вилку вперед до захода направляющих штырей розетки в ответные отверстия вилки. При этом ползуны отжимаются вверх за счет наклонных плоскостейи, возвращаясь вниз после продвижения валиков, фиксируютих в своих гнездах под действием пружин. После нажатия рычага вниз по стрелке ползуны перемещаются в крайнее правое положениеи подтягивая вилку за валики, стыкуют разъем. При состыкованном разъеме рычаг занимает положение, при котором пружина прижимает рычаг вниз, осуществляя контровку положения рычага.

    Механизм среза жгута(рисунок 2.6) обеспечивает удержание обоймы срезного устройства электрожгута, соединяющего электроцепи ракеты и пускового устройства, удержание обоймы во время схода ракеты и уборку обоймы внутрь переднего обтекателя после среза жгута. При подвеске ракеты поворот захвата, соединяемого с обоймой ракеты, осуществляется вручную поворотом с помощью специального ключа, устанавливаемого в гайку. После среза жгута захват вместе с обоймой, удерживаемой защелкой, под действием усилия пружин откидывается вверх до упора к амортизатору.

    Система глубокого охлаждения предназначена для подачи азота через пневморазъем для охлаждения тепловой головки самонаведения ракеты.

    При эксплуатации производится дозаправка баллона до рабочего давления в соответствии с графиком зарядки баллона, в зависимости от температуры окружающей среды.

    Электросистемавключает в свой состав систему электропитания СЭП-72М, формирующая необходимые виды электроэнергии и блока управления пуском БУП-72, предназначенного для выда­чи на ракету команд подготовки, контроля готовности к пуску и пусковых команд.

    2.4 Блок Б-13Л

    Блок Б-13Л, являясь многопозиционным пусковым устройством трубчатого типа, предназначен для размещения, надежного закрепления, транспортировки и пуска ракет типа С-13. Блок обеспечивает боевое применение как корректируемых ракет типа С-13Л, так и неуправляемых ракет типа С-13 различных модификаций.

    В качестве составляющих блок как пусковое устройство содержит силовую часть (корпус) с узлами подвески и элементами системы стабилизации блока на держателе, устройства фиксации ракет в направляющих блока, элементы системы обеспечения температурных условий транспортировки ракет и системы управления оружием.

    Корпус блока (рисунок 2.7) состоит из переднего и заднего обтекателей, переднего, центрального и заднего отсеков, четырех усиливающих дисков и пяти труб — направляющих для размещения ракет. Для придания жесткости корпусу блока усиливающие диски установлены на торцах отсеков и обеспечивают соединение между собой соответствующих обтекателей и отсеков. Для этой же цели служат направляющие, которые пропускаются через отверстия усиливающих дисков.

    Передний обтекатель придает блоку аэродинамическую форму, его головная часть для обеспечения возможности замены теплоизоляционной прокладки, закрывающей направляющие с ракетой, выполнена подвижной и может перемещаться вперед на расстояние до 175мм. Для этого на переднем усиливающем диске закреплена штанга, служащая опорой обтекателю при его перемещении. В носке обтекателя, кроме того, размещен специальный винтовоймеханизм со стопором, обеспечивающий возможность фиксации обтекателя в закрытом положении и перемещения его вперед при замене прокладки.

    На корпусе центрального отсека установлены два рым-болта, предназначенные для подвески блока на несущие рычаги замка, ШР. Для электрической связи блока и ракет с СУО, передняя и задняя опоры, которые совместно с ухватами обеспечивают фиксацию блока относительно держателя, а также специальные пиротехнические устройства — передний и задний пиромеханизмы, предназначенные для принудительного отталкивания блока от держателя при аварийном его сбросе. Каждый пиромеханизм состоитиз двух пирозатворов, двух пиропатронников, пирокамеры и толкателя. Пирокамеры соединяют пиропатронники с толкателями, смонтированными в передней и задней опорах.

    Функции стопорного механизма в блоке выполняют затвор совместно с монтажным блоком, которые обеспечивают надежное удержание ракет в направляющих. Монтажный блок препятствует перемещению ракет в направлении пуска, так как в его поверхность упираются буртики контактных втулок ракет, а затвор, закрывая тыльную часть блока, удерживает ракеты от перемещения назад. В процессе транспортировки и хранения ракет до снаряженияих в блок в целях безопасности на контактную втулку надета специальная шунтирующая заглушка, сама втулка крепится на стакане, закрывающем систему стабилизации и сопловой блок ракеты. Крепление стакана к ракете осуществляется путем завальцовки его переднего торца в кольцевую канавку хвостовой части корпуса двигателя ракеты. Затвор выполнен в форме диска с пятью отверстиями для направляющих ракет, шестью фигурными отверстиями для крепления затвора в блоке, двумя ручками с фиксаторами и центральным отверстием для блока контактов. Для снятия затвора необходимо в обеих ручках утопить штоки, вывести фиксирующие штифты из зацепления, повернуть ручки на 180° и застопоритьих в канавках. Одновременно с этим выводятся из зацепления с фиксаторами края специальных отверстий затвора. Вращая затвор за ручки против часовой стрелки, вывести края фигурных

    отверстий из зацепления со штырями заднего обтекателя блока. Установка затвора на блок производится в обратной последовательности.

    Коммутатор каналов представляет собой релейно-контактную схему, размещенную в специальной коробке, имеющей шесть ШР, которые предназначены для подключения разъемов блока предохранительных выключателей, монтажного блока при организации одноканального (для ракет С-13Л) и многоканального (для ракет С-13) пуска ракет и узла контактов.

    Блок предохранительных выключателей обеспечивает блокировку цепей пуска ракет и срабатывания пиропатронов в процессе технической эксплуатации блока Б-13Л на земле. При установке предох­ранительной чеки в специальное гнездо блока указанные электрические цепи блока размыкаются. Перед вылетом самолета предохранительная чека вынимаетсяиз блока.

    Монтажный блок коммутирует на узел контактов импульсы электрического тока, предназначенные для электровоспламенителей ракет при их пуске, и формирует электрические сигналы наличия ракет с помощью кольцевых контактов, расположенных в контактных муфтах каждой направляющей блока. Кольцевые контакты замыкаются при наличии ракеты в направляющей блока, в результате чего формируется соответствующий сигнал. Конструктивно монтажный блок выполнен в виде диска с пятью отверстиями для контактных муфт, размещаемых соосно с направляющими блока и узлом контактов в центре.

    Узел контактов предназначен для передачи исполнительных импульсов на электровоспламенители ракет приих пуске и состоит из флажка с вставленным в него корпусом, пятью парами подвижных контактов (в каждой паре один контакт минусовой, второй контакт — плюсовой), которые установлены в пазах корпуса и подпружинены. При снаряжении ракет в направляющие блока подвижные контакты под действием пружин плотно прижимаются к соответствующим контактам ракеты, образуя электрическую цепь с ее воспламенителем.

    Источник

    ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ АВИАЦИОННЫХ РАКЕТ Российский патент 2014 года по МПК F41F3/06

    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.

    Предпочтительные варианты исполнения предлагаемого технического решения 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.

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

    2 — узел подвески к летательному аппарату;

    3 — электросистема для подачи пусковых импульсов;

    4 — пусковая труба;

    7 — промежуточный обтекатель;

    9 — отверстия дефлектора;

    10 — 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 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.

    Предложенные в техническом решении конструктивные изменения опробованы на опытном образце.

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

    — штатной ПУ (Б8В20-А, как базовый);

    — опытный образец ПУ с заменой штатных труб на перфорированные;

    — опытный образец 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: со 127,7° при первом варианте испытаний, до 76° — при втором и до 42° — при третьем.

    Перфорированный дефлектор газовых струй (цилиндрическая обечайка) совместно с перфорацией направляющих пусковых труб обеспечивает наименьшие температурные воздействия в зоне воздухозаборника по сравнению с другими компоновками, а наличие обтекателя оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки 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 двигательной установки вертолета.

    Похожие патенты RU2528508C2

    • Поветкин Олег Валентинович
    • Прокопьев Артем Леонидович
    • Бикмухаметов Ибрагим Нурсафович
    • Мурашко Павел Евгеньевич
    • Поветкин Олег Валентинович
    • Прокопьев Артем Леонидович
    • Мурашко Павел Евгеньевич
    • Гундарев Владимир Владимирович
    • Козлов Михаил Дмитриевич
    • Поветкин Олег Валентинович
    • Прокопьев Артем Леонидович
    • Бикмухаметов Ибрагим Нурсафович
    • Гундарев Владимир Владимирович
    • Антонов-Антипов Антон Юрьевич
    • Багдасарян Эдуард Гарикович
    • Давиденко Александр Николаевич
    • Марчуков Евгений Ювенальевич
    • Савельев Борис Михайлович
    • Сиденко Владимир Владимирович
    • Соколовский Г.А.
    • Сухов Л.В.
    • Ищенко В.В.
    • Ватолин В.В.
    • Рейдель А.Л.
    • Медведев В.Т.
    • Молчанов Владимир Федорович
    • Козьяков Алексей Васильевич
    • Прибыльский Ростислав Евгеньевич
    • Максяев Леонид Анатольевич
    • Амарантов Георгий Николаевич
    • Армишева Наталья Александровна
    • Рыжков Геннадий Фёдорович
    • Соколовский Г.А.
    • Богацкий В.Г.
    • Ищенко В.В.
    • Ватолин В.В.
    • Рейдель А.Л.
    • Степанов А.И.
    • Валиев Б.Х.
    • Бусыгин Е.В.
    • Шершуков В.Д.
    • Дуров Дмитрий Сергеевич

    Иллюстрации к изобретению RU 2 528 508 C2

    Реферат патента 2014 года ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ АВИАЦИОННЫХ РАКЕТ

    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. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

    Формула изобретения RU 2 528 508 C2

    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, соединенным с промежуточным обтекателем и выполненным с возможностью полного охвата выступающих из корпуса пусковых труб.

    2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса.

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

    4. Установка по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный обтекатель выполнен оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.

    Источник

    Читайте также:  Установка уровня топлива карбюраторе дааз 4178
Adblock
detector