RU2181849C1 - Ramjet-ejector rocket carrier - Google Patents

Abstract

FIELD: tactical jet-propelled ammunition. SUBSTANCE: ramjet-ejector rocket carrier has central rocket with control means around which tubular afterburner is positioned in tail part on pylons. Peripheral rockets on which nose sections there is mounted hollow circular cone in the form of outer and inner interconnected rings are placed over internal perimeter of afterburner with formation of tubular space. Inner ring is linked by upper pylons to central rocket which tail part is positioned in location socket joined to lower pylons. Inner ring comes in the form of contraction, narrow neck and conical diffuser connected in sequence and smoothly. If diameters of bodies of rockets are same number of peripheral rockets amounts between 7 and 25 and ratio of diameter of direct-flow passage to diameter of central rocket varies from 1.2 to 6.4. EFFECT: reduced aerodynamic resistance of rocket carrier at supersonic speeds of flight, improved concentrated fire. 13 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к ракетно-прямоточным летательным аппаратам, обеспечивающим ведение боевых действий путем залпового огня группой боевых ракет, а также в мирных целях для разрушения градовых туч. The invention relates to rocket technology, and more specifically to direct-flow aircraft, providing combat operations by volley fire by a group of military missiles, as well as for peaceful purposes to destroy hail clouds.

Известны ракетно-прямоточные аппараты, позволяющие доставлять к цели только одну боевую ракету. Такие устройства содержат вокруг тела ракеты, имеющие автономный двигатель, еще и трубчатую полость, разделенную по длине на диффузор и камеру дожигания, установленную с кольцевым зазором относительно тела ракеты так, что головная часть ракеты выступает из входного отверстия трубчатой полости, обеспечивая наиболее экономичное торможение входящего в полость воздушного потока путем получения серии косых скачков давления. При этом хвостовая часть трубчатой полости перекрывает по длине двигательную часть ракеты, обеспечивая в камере дожигания эффективное перемешивание и дожигание продуктов горения в потоке поступающего, эжектируемого воздуха [1, 2]. There are known direct-flow missiles that allow delivering only one combat missile to a target. Such devices contain around the body of the rocket having an autonomous engine, and also a tubular cavity, divided in length into a diffuser and afterburner, mounted with an annular gap relative to the body of the rocket so that the head of the rocket protrudes from the inlet of the tubular cavity, providing the most economical braking of the incoming into the air flow cavity by obtaining a series of oblique pressure surges. In this case, the tail part of the tubular cavity overlaps the rocket engine in length, providing effective mixing and afterburning of the combustion products in the flow of incoming, ejected air in the afterburner [1, 2].

Недостатком таких ракетоносителей является то, что они не могут обеспечивать одновременный и эффективный вывод на маршевую траекторию группы однотипных ракет. При этом известные ракетно-прямоточные аппараты получают дополнительную реактивную тягу при дожигании атмосферного воздуха только от пламени реактивного двигателя одной центральной ракеты, которая дает один эжектирующий поток. The disadvantage of such launch vehicles is that they cannot provide a simultaneous and efficient launch to the marching trajectory of a group of similar missiles. At the same time, well-known direct-flow rocket launchers receive additional jet propulsion when they burn after atmospheric air only from the flame of a jet engine of one central rocket, which produces one ejection flow.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является прямоточно-ижекторный ракетоноситель [3], выполненный в виде осесимметричного устройства, содержащего вдоль оси центральную ракету тактического класса, имеющую заряд форсированного отстрела, блок радиолокационного управления полетом, блок наведения на цель и расстыковки, вокруг которой в хвостовой части на пилонах осесимметрично размещена трубчатая камера дожигания, по внутреннему периметру которой установлены с заслонками без зазора между собой, с образованием трубчатой полости периферийные твердотопливные ракеты тактического класса, на головные части которых установлен полый кольцевой конус, с которым через пилоны, имеющие закрылки, соединена центральная ракета, хвостовая часть которой размещена в установочном гнезде, которое через пилоны соединено с установочными кольцами периферийных ракет, хвостовые части которых охвачены камерой дожигания. The closest technical solution, selected as a prototype, is a direct-flow injector launcher [3], made in the form of an axisymmetric device containing along the axis a central tactical-class missile having a charge of accelerated firing, a radar flight control unit, a targeting and undocking unit, around which in the rear part of the pylons an axisymmetrically placed tubular afterburner is installed, along the inner perimeter of which are installed with dampers without a gap between themselves, with the image By developing a tubular cavity, tactical-class peripheral solid-propellant rockets with a hollow annular cone mounted on their heads, to which a central rocket is connected through pylons with flaps, the tail of which is located in the mounting socket, which is connected through the pylons to the mounting rings of peripheral rockets, and the tail parts which are covered by the afterburner.

Недостатком этого устройства является то, что при сверхзвуковой скорости полета в проточном кольцевом канале, составленном из установленных без зазора боковыми поверхностями в замкнутую цепь периферийных ракет, возникает значительное аэродинамическое сопротивление эжектируемому потоку встречного воздуха атмосферы. The disadvantage of this device is that at a supersonic flight speed in a flowing annular channel composed of lateral surfaces installed without a gap into a closed circuit of peripheral rockets, significant aerodynamic resistance arises to the ejected flow of oncoming air of the atmosphere.

Задача, на решение которой направлено изобретение, состоит в снижении аэродинамического сопротивления и повышении эффективности летных качеств ракетоносителя при сверхзвуковой скорости полета. The problem to which the invention is directed, is to reduce aerodynamic drag and increase the efficiency of the flight characteristics of the carrier at a supersonic flight speed.

Это достигается тем, что в заявляемом прямоточно-эжекторном ракетоносителе, выполненном в виде осесимметричного устройства, содержащего вдоль оси центральную ракету тактического класса, имеющую заряд форсированного отстрела, блок радиолакационного управления полетом, блок наведения на цель и расстыковки, вокруг которой в хвостовой части на нижних пилонах размещена трубчатая камера дожигания, по внутреннему периметру которой установлены с заслонками между боковыми поверхностями и с образованием трубчатой полости периферийные твердотопливные ракеты тактического класса, на головные части которых установлен полый кольцевой конус, выполненный в виде соединенных по одному диаметру наружного и внутреннего колец, с которым через верхние пилоны, имеющие закрылки, соединена центральная ракета, хвостовая часть которой размещена в установочном гнезде, соединенном с нижними пилонами, в отличие от прототипа внутреннее кольцо полого кольцевого конуса выполнено в форме сопла Лаваля, имеющего конфузор, узкую горловину и диффузор, а число периферийных ракет при равенстве диаметров их корпусов между собой и диаметром центральной ракеты составляет от 7 до 25, при этом отношение диаметра прямоточного канала к диаметру центральной ракеты D/d находится в интервале от 1,2 до 6,4, причем конфузор внутреннего кольца полого кольцевого конуса плавно соединен с кольцевой поверхностью горловины, которая плавно соединена с конической поверхностью диффузора. This is achieved by the fact that in the inventive direct-flow ejector rocket launcher, made in the form of an axisymmetric device containing along the axis a central tactical-class missile having a charge of forced fire, a radar flight control unit, a targeting and undocking unit, around which in the tail part on the lower pylons placed a tubular afterburner, the inner perimeter of which is installed with dampers between the side surfaces and with the formation of a tubular cavity peripheral solid tactical-class fuel missiles, on the head of which a hollow annular cone is installed, made in the form of outer and inner rings connected to one diameter, to which a central missile is connected through the upper pylons having flaps, the tail of which is located in the mounting socket connected to the lower pylons, unlike the prototype, the inner ring of the hollow annular cone is made in the form of a Laval nozzle having a confuser, a narrow neck and a diffuser, and the number of peripheral missiles with equal diameters the ditch of their bodies between themselves and the diameter of the central rocket is from 7 to 25, while the ratio of the diameter of the direct-flow channel to the diameter of the central rocket D / d is in the range from 1.2 to 6.4, and the confuser of the inner ring of the hollow annular cone is smoothly connected to the annular surface of the neck, which is smoothly connected to the conical surface of the diffuser.

Заряд форсированного отстрела, например пироксилиновый, размещен в трубчатых тягах, нижняя часть которых снабжена кольцевыми разрывными проточками, при этом днища тяг заглушены болтами со стороны установочного гнезда центральной ракеты, а верхняя часть тяг жестко скреплена с кольцом головной части, к которым подведены электродетонаторы. The forced ejection charge, for example, pyroxylin, is placed in tubular rods, the lower part of which is equipped with annular discontinuous grooves, while the rod ends are drowned out by bolts from the mounting socket of the central rocket, and the upper part of the rods is rigidly fastened to the head ring to which the electric detonators are connected.

Заслонки установлены напряженно-поджатыми к боковым поверхностям двух периферийных соседних ракет и одним концом жестко закреплены между двумя гнездами и камерой дожигания, а второй конец каждой заслонкой заглублен под наружное кольцо полого кольцевого конуса. The dampers are mounted tension-tightened to the side surfaces of two peripheral neighboring missiles and are rigidly fixed at one end between the two sockets and the afterburner, and the second end of each damper is buried under the outer ring of the hollow annular cone.

Установочные гнезда выполнены в виде жесткосоединенных между собой и камерой дожигания колец, внутренний диаметр которых равен наружному диаметру хвостовых частей периферийных ракет, при этом нижняя часть каждого кольца по внутреннему диаметру имеет буртик с меньшим диаметром, обеспечивающим необходимое заглубление каждой ракеты в гнездо. The mounting sockets are made in the form of rings rigidly connected to each other and the afterburner, the inner diameter of which is equal to the outer diameter of the tail parts of the peripheral rockets, while the lower part of each ring has an inner diameter with a smaller diameter that provides the necessary deepening of each rocket into the socket.

Закрылки снабжены устройством для жесткой фиксации угла отклонения. The flaps are equipped with a device for rigidly fixing the deflection angle.

Заслонки имеют в сечении Т-образную форму. The dampers are T-shaped in cross section.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображен общий вид устройства с изображением половины вида и разреза по оси. На фиг. 2 изображен вид фиг. 1 по стрелке А. На фиг. 3 изображена в изометрии скелетная конструкция ракетоносителя без центральной и периферийных ракет с местными вырывами камеры дожигания, заслонок, полого кольцевого конуса и тяг. На фиг. 4 изображена центральная ракета в жесткой связке с полым кольцевым конусом, который жестко соединен с верхними пилонами, а последние соединены с кольцом, которое жестко установлено на головной части центральной ракеты и к которому жестко прикреплены верхние концы тяг, а нижняя часть тяг и хвостовая часть центральной ракеты имеют местные вырывы. На фиг. 5 изображена часть камеры дожигания, по внутреннему периметру которой размещены установочные гнезда, между которыми нижними концами закреплены заслонки, верхние концы которых имеют местные вырывы. На фиг. 6 показано сечение Б-Б нескольких заслонок и вид нескольких установочных гнезд периферийных ракет сверху. На фиг. 7 изображено установочное гнездо, в котором установлена хвостовая часть центральной ракеты. К этому гнезду разъемно присоединены нижними концами тяги и нижние пилоны. Тяги, центральная ракета и нижние пилоны имеют местные вырывы. На фиг. 8 и 9 изображено устройство жесткой фиксации отклонения закрылков. На фиг. 10 изображена часть установочного гнезда центральной ракеты к которому нижним концом прикреплена трубчатая тяга с помощью болта, а в трубчатой полости тяги размещен заряд форсированного отстрела. В стенке тяги имеется кольцевая проточка для разрыва и расстыковки. На фиг. 11 изображена структура движения и взаимодействия двух эжектирующих и одного эжектируемого потоков газа. На фиг. 12 изображена пусковая установка прямоточно-эжекторного ракетоносителя, выполненная на базе автомобиля. На фиг. 13 изображена пусковая установка, размещенная на надводном морском или речном транспорте. The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a General view of the device with the image of half of the view and section along the axis. In FIG. 2 is a view of FIG. 1 along arrow A. FIG. Figure 3 shows an isometric skeleton design of a carrier rocket without central and peripheral rockets with local breakouts of the afterburner, dampers, hollow annular cone and rods. In FIG. 4 shows a central rocket in a tight connection with a hollow annular cone, which is rigidly connected to the upper pylons, and the latter are connected to a ring that is rigidly mounted on the head of the central rocket and to which the upper ends of the rods are rigidly attached, and the lower part of the rods and the tail of the central rockets have local breakouts. In FIG. 5 shows a part of the afterburning chamber, along the inner perimeter of which there are mounting sockets, between which lower ends are fixed shutters, the upper ends of which have local breakouts. In FIG. 6 shows a cross-section BB of several shutters and a top view of several mounting sockets of peripheral rockets. In FIG. 7 shows a mounting socket in which the tail of the central rocket is mounted. The lower ends of the tie rod and lower pylons are detachably connected to this socket. The rods, the central rocket and the lower pylons have local breakouts. In FIG. 8 and 9 show a device for rigidly fixing flap deflection. In FIG. 10 shows a part of the mounting socket of a central rocket to which a tubular rod is attached with a lower end with a bolt, and a forced shooting charge is placed in the tubular cavity of the rod. The draft wall has an annular groove for breaking and undocking. In FIG. 11 shows the structure of motion and interaction of two ejected and one ejected gas flow. In FIG. 12 shows a launcher of a direct-flow ejector rocket carrier made on the basis of a car. In FIG. 13 shows a launcher located on surface sea or river transport.

Устройство состоит из центральной ракеты тактического класса 1, имеющей твердотопливный двигатель 2, которая с помощью нижних пилонов 3 соединена с трубчатой камерой дожигания 4. По внутреннему периметру камеры 4 установлены периферийные ракеты 5, хвостовые части которых размещены в гнездах 6, а головные части ракет 5 накрыты полым кольцевым конусом 7, который соединен верхними пилонами 8 через кольцо 9 с ракетой 1. Хвостовая часть ракеты 1 размещена в отдельном гнезде 10, соединенном с пилонами 3 и тягами 11, соединяющими кольцо 9 с гнездом 10. Верхние пилоны имеют закрылки 12, а нижние пилоны закрылки 13. Между гнездами 6 и внутренней поверхностью 14 камеры 4 закреплены заслонки 15. Центральная ракета 1 имеет помимо боевого заряда 16 также и блок радиолокационного управления полетом, наведения на цель и расстыковки 17. Полый кольцевой конус 7 выполнен из наружного кольца 18 и внутреннего, выполненного в форме сопла Лаваля, имеющего конфузор 19, горловину 20 и диффузор 21. Каждая тяга 11 верхними концами жестко прикреплена к кольцу 9. В трубчатой полости тяг 11 размещен заряд 22 для расстыковки и форсированного отстрела, к которому из блока 17 подведены электродетонаторы 23. Гнезда 6 в нижней части внутреннего диаметра имеют буртик 24. Установочное гнездо 10 ракеты 1 имеет буртик 25. Нижние концы тяг 11 закреплены к гнезду 10 с помощью болтов 26, а выше резьбового участка тяги 11 имеют кольцевые проточки 27. Закрылки 12 и 13 имеют устройство жесткой фиксации угла отклонения, которое состоит из подпружиненного пружиной 28 стержня 29, который установлен подвижно во втулке 30, и может заглубляться в отверстия 31. The device consists of a central tactical class rocket 1, which has a solid-fuel engine 2, which is connected to the tubular afterburner 4 using lower pylons 3. Peripheral rockets 5 are installed along the inner perimeter of chamber 4, the tail parts of which are located in slots 6 and the head parts of rockets 5 covered with a hollow annular cone 7, which is connected by the upper pylons 8 through the ring 9 to the rocket 1. The tail part of the rocket 1 is placed in a separate socket 10, connected to the pylons 3 and rods 11 connecting the ring 9 to the socket 10. Top These pylons have flaps 12, and the lower pylons have flaps 13. Between the slots 6 and the inner surface 14 of the chamber 4, the flaps are fixed 15. The central missile 1 has, in addition to the warhead 16, a radar control unit for flight guidance, targeting and undocking 17. The hollow ring cone 7 is made of an outer ring 18 and an inner ring made in the form of a Laval nozzle having a confuser 19, a neck 20 and a diffuser 21. Each rod 11 with its upper ends is rigidly attached to the ring 9. In the tubular cavity of the rod 11 there is a charge 22 for undocking and force A firing shot to which electric detonators 23 are connected from block 17. Sockets 6 have a shoulder 24 in the lower part of the inner diameter 24. The mounting socket 10 of the rocket 1 has a shoulder 25. The lower ends of the rods 11 are fixed to the socket 10 with bolts 26, and above the threaded section of the rod 11 have annular grooves 27. Flaps 12 and 13 have a device for rigidly fixing the deflection angle, which consists of a spring 29, a rod 29, which is mounted movably in the sleeve 30, and can be recessed into the holes 31.

Устройство работает следующим образом. The device operates as follows.

Для обеспечения старта устройства включается зажигание одновременно всех реактивных двигателей периферийных ракет 14 и центральной ракеты 2. После старта за счет перепада давлений в двух эжектирующих потоках I, II (фиг. 11) и одном эжектируемом потоке III начинает работать эффект эжектора, т.е. начинает происходить подсасывание и нагнетание новых порций атмосферного воздуха, который, обеспечивая дожигание продуктов реактивного топлива в среде кислорода, работает как дополнительное рабочее тело, что увеличивает реактивный импульс и, следовательно, скорость устройства, сокращая подлетное время до боевой цели без дополнительных затрат горючего. Кроме того, при установке определенного угла закрылков, эжектируемый поток атмосферного воздуха III будет поступать в камеру дожигания в закрученном состоянии, создавая тем самым увеличение времени пребывания молекул кислорода в камере дожигания, обеспечивая более полное дожигание продуктов горения. Управление полетом и наведение на боевую цель осуществляется с помощью радиолокационной станции пусковой установки. Вблизи боевой цели по команде пусковой установки срабатывают электродетонаторы 23, воспламеняется заряд 22, происходит разрыв кольцевых проточек 27 на тягах 11 и за счет дополнительного реактивного импульса, т. е. форсированного отстрела, происходит расстыковка центральной ракеты 1 вместе с полым кольцевым конусом 7 от установочного гнезда 10. При этом после освобождения головных частей периферийных ракет от них также отжимаются заслонки 15, и далее за счет давления выхлопных газов всех периферийных ракет 5 на конфузор камеры дожигания 4 осуществляется отделение камеры 4, а освободившиеся от связки ракеты 5 самостоятельно выполняют массированный боевой удар на заданной площади. При этом кучность удара будет зависеть от того, на какой высоте произошла расстыковка. To ensure the start of the device, the ignition of all the jet engines of the peripheral rockets 14 and the central rocket 2 is turned on simultaneously. After the start, due to the pressure differential in the two ejection flows I, II (Fig. 11) and one ejected stream III, the ejector effect starts to work, i.e. suction and injection of new portions of atmospheric air begins, which, providing the afterburning of jet fuel products in oxygen, works as an additional working fluid, which increases the jet momentum and, consequently, the speed of the device, reducing the flight time to a combat target without additional fuel costs. In addition, when setting a certain angle of the flaps, the ejected stream of atmospheric air III will enter the afterburning chamber in a swirling state, thereby increasing the residence time of oxygen molecules in the afterburning chamber, providing a more complete afterburning of the combustion products. Flight control and guidance on a combat target is carried out using a radar launcher. Near the combat target, at the command of the launcher, the electric detonators 23 are triggered, the charge 22 is ignited, the ring grooves 27 are broken on the rods 11 and due to the additional reactive impulse, i.e., the forced firing, the central rocket 1 is undocked together with the hollow ring cone 7 from the installation nests 10. In this case, after releasing the head parts of the peripheral missiles, the shutters 15 are also squeezed out of them, and then due to the pressure of the exhaust gases of all the peripheral missiles 5 on the confuser of the afterburner 4, a compartment of chamber 4 is being created, and rockets 5 freed from a bunch of missiles independently carry out a massive combat strike in a given area. In this case, the accuracy of the strike will depend on the height at which the undocking occurred.

Такая конструкция ракетоносителя позволяет более рационально определить назначение трубчатой камеры дожигания, используя ее также для размещения и доставки на ней не одну, а целую группу легко разъединяемых твердотопливных ракет тактического класса. И поскольку все ракеты твердотопливные, то и дальнобойность струй их выхлопных газов будет практически одинакова, то есть будет осуществляться равноценность обоих эжектирующих потоков, обеспечивая одинаковый перепад давлений между центральным и охватывающим его трубчатым эжектирующим потоками, создавая наиболее эффективный режим эжекции. Работа эжектора при этом такова, что на место сжигаемого эжектируемого воздуха в кольцевой зазор поступают новые порции воздуха за счет давления встречного потока и за счет его подсоса от перепада давлений между потоками, ввиду того что скорость обоих эжектирующих потоков всегда больше, чем эжектируемого потока, то и давление в эжектирующих потоках будет меньше, чем в эжектируемом, а это обеспечивает увеличение отбрасываемой массы эжектируемого газа и выделение дополнительной тепловой энергии при дожигании продуктов неполного горения ракетного топлива от взаимодействия с атмосферным кислородом, т.е. получая дополнительное рабочее тело. А это, в свою очередь, обеспечивает сокращение подлетного времени до боевой цели без дополнительных затрат горючего или увеличения мощности двигателей ракет. Эффективность летных качеств ракетоносителя зависит от числа периферийных ракет, и, как следствие, от отношения диаметра прямоточного канала к диаметру центральной ракеты D/d, которое составляет от 1,2 до 6,4. This design of the carrier rocket makes it possible to more rationally determine the purpose of the tubular afterburning chamber, using it also to place and deliver on it not one, but a whole group of easily separable tactical-class solid-propellant missiles. And since all rockets are solid fuel, the range of their exhaust gas jets will be almost the same, that is, the equivalence of both ejection flows will be ensured, ensuring the same pressure difference between the central and the tubular ejection flows surrounding it, creating the most effective ejection mode. The operation of the ejector in this case is such that new portions of air enter the place of the burned ejected air in the annular gap due to the pressure of the oncoming stream and due to its suction from the pressure drop between the flows, since the velocity of both ejected flows is always greater than the ejected stream, then and the pressure in the ejection flows will be less than in the ejected ones, and this ensures an increase in the ejected mass of the ejected gas and the release of additional thermal energy after the afterburning of incomplete combustion products rocket fuel from interaction with atmospheric oxygen, i.e. getting an additional working fluid. And this, in turn, provides a reduction in flight time to a combat target without additional fuel costs or an increase in the power of rocket engines. The efficiency of the flight characteristics of the launch vehicle depends on the number of peripheral missiles, and, as a consequence, on the ratio of the diameter of the direct-flow channel to the diameter of the central rocket D / d, which is from 1.2 to 6.4.

Полезность заявляемого устройства заключается в том, что оно по своему функциональному назначению может выгодно заменить известные объекты техники - системы залпового огня "Град", "Ураган" и "Смерч" или по крайней мере быть конкурентоспособным. Это объясняется тем, что заявляемое устройство так же, как и известные системы залпового огня, обеспечивает доставку ракет для нанесения боевого удара. Но в отличие от известных систем, которые поражают цель путем последовательных ударов отдельными ракетами за какое-то время, заявляемый прямоточно-эжекторный ракетоноситель может единовременно поразить эту же цель одним ударом. При этом заявляемое устройство предусматривает использование ракет тактического класса именно от систем залпового огня "Град", "Ураган" или "Смерч" и, таким образом, еще более повышает степень унификации ракет от этих систем залпового огня. Более того, использование ракет от этих систем в заявляемом устройстве дает явную выгоду (создает экономический и военно-стратегический эффект), т.к. обеспечивает сокращение подлетного времени до боевой цели, и обеспечивает нанесение массированного удара с максимальной и управляемой кучностью. Как частный случай, в качестве центральной ракеты заявляемого устройства можно использовать ракету системы "Смерч", которая в своей конструкции уже имеет блок корректировки траектории движения по тангажу и рысканию, а в качестве периферийных ракет могут быть использованы ракеты системы "Град". Кроме того, тот факт, что блок управления полетом, наведения на цель и расстыковки заявляемого устройства прямоточно-эжекторного ракетоносителя размещен только на одной, центральной ракете, уже является экономически выгодным в отличие от новейшей системы залпового огня "Смерч", в которой каждая ракета снабжена аналогичным блоком. The usefulness of the claimed device lies in the fact that it, by its functional purpose, can advantageously replace well-known objects of technology - Grad, Hurricane and Tornado volley fire systems, or at least be competitive. This is because the inventive device, like well-known multiple launch rocket systems, provides delivery of missiles for delivering a combat strike. But unlike the well-known systems that hit the target by successive strikes with individual missiles over time, the claimed direct-flow ejector carrier can hit the same target at the same time with one blow. Moreover, the claimed device provides for the use of tactical-class missiles from Grad, Hurricane or Tornado multiple launch rocket systems and, thus, further increases the degree of unification of missiles from these multiple launch rocket systems. Moreover, the use of missiles from these systems in the inventive device gives a clear benefit (creates an economic and military-strategic effect), because provides reduction of flight time to a combat target, and provides a massive strike with maximum and controlled accuracy. As a special case, as the central missile of the claimed device, you can use the Smerch missile, which in its design already has a block for adjusting the trajectory of pitch and yaw, and Grad missiles can be used as peripheral missiles. In addition, the fact that the flight control, guidance and undocking unit of the inventive direct-flow ejector carrier device is located on only one central missile is already economically advantageous, unlike the latest Smerch multiple launch rocket system, in which each missile is equipped with similar block.

Источники информации:
1. Орлов Б. В., Мазинг Г.Ю., Рейдель А.Л., Степанов М.Н., Топчиев Ю.И. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей. - М.: Машиностроение, 1967, стр. 14.Sources of information:
1. Orlov B.V., Masing G.Yu., Reidel A.L., Stepanov M.N., Topchiev Yu.I. Fundamentals of designing ramjet engines. - M.: Mechanical Engineering, 1967, p. 14.

2. Мазинг Г. Ю. Теория прямоточного воздушно-реактивного двигателя. (Конспект лекций). - М. : издательство Всесоюзного заочного машиностроительного института, 1977, стр. 7 (рис. 3), стр. 11. 2. Masing G. Yu. Theory of ramjet engine. (Lecture notes). - M.: publishing house of the All-Union Correspondence Engineering Institute, 1977, p. 7 (Fig. 3), p. 11.

3. Патент России "Прямоточно-эжекторный ракетоноситель" 2150598 от 10.06.2000 г. - прототип. 3. Patent of Russia "Direct-flow ejector rocket launcher" 2150598 from 10.06.2000, the prototype.

Claims (1)

Прямоточно-эжекторный ракетоноситель, выполненный в виде осесимметричного устройства, содержащего вдоль оси центральную ракету тактического класса, имеющую заряд форсированного отстрела, блок радиолокационного управления полетом, блок наведения на цель и расстыковки, вокруг которой в хвостовой части на нижних пилонах размещена трубчатая камера дожигания, по внутреннему периметру которой установлены с заслонками между боковыми поверхностями и с образованием трубчатой полости периферийные твердотопливные ракеты тактического класса, на головные части которых установлен полый кольцевой конус, выполненный в виде соединенных по одному диаметру наружного и внутреннего колец, с которым через верхние пилоны, имеющие закрылки, соединена центральная ракета, хвостовая часть которой размещена в установочном гнезде, соединенном с нижними пилонами, отличающийся тем, что внутреннее кольцо полого кольцевого конуса выполнено в форме сопла Лаваля, имеющего конфузор, узкую горловину и диффузор, число периферийных ракет при равенстве диаметров их корпусов между собой и диаметром центральной ракеты составляет от 7 до 25, при этом отношение диаметра прямоточного канала к диаметру центральной ракеты находится в интервале от 1,2 до 6,4, а конфузор внутреннего кольца полого кольцевого конуса плавно соединен с кольцевой поверхностью горловины, которая плавно соединена с конической поверхностью диффузора. The direct-flow ejector carrier made in the form of an axisymmetric device containing along the axis a central tactical-class missile having an accelerated firing charge, a radar flight control unit, a targeting and undocking unit, around which a tubular afterburning chamber is located in the tail section of the lower pylons, the inner perimeter of which are installed with flaps between the side surfaces and with the formation of a tubular cavity, peripheral solid-fuel tactical missiles on the head parts of which a hollow annular cone is installed, made in the form of outer and inner rings connected to one diameter, to which a central rocket is connected through the upper pylons having flaps, the tail of which is located in the mounting socket connected to the lower pylons, characterized in that the inner ring of the hollow annular cone is made in the form of a Laval nozzle having a confuser, a narrow neck and a diffuser, the number of peripheral missiles with equal diameters of their bodies and the diameter the central rocket is from 7 to 25, while the ratio of the diameter of the direct-flow channel to the diameter of the central rocket is in the range from 1.2 to 6.4, and the confuser of the inner ring of the hollow annular cone is smoothly connected to the annular surface of the neck, which is smoothly connected to the conical surface diffuser.

Images