RU2544253C1 - Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation - Google Patents

Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation Download PDF

Info

Publication number
RU2544253C1
RU2544253C1 RU2013147280/11A RU2013147280A RU2544253C1 RU 2544253 C1 RU2544253 C1 RU 2544253C1 RU 2013147280/11 A RU2013147280/11 A RU 2013147280/11A RU 2013147280 A RU2013147280 A RU 2013147280A RU 2544253 C1 RU2544253 C1 RU 2544253C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
container
volume
rocket
pressure
gas
Prior art date
Application number
RU2013147280/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Вячеславович Свинцов
Александр Сергеевич Смирнов
Владимир Григорьевич Логинов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" filed Critical Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority to RU2013147280/11A priority Critical patent/RU2544253C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2544253C1 publication Critical patent/RU2544253C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: weapons and ammunition.
SUBSTANCE: method of missile takeoff from the transporter-launcher containers (TLC) consists in inflation with the gas which does not support combustion of sub-cap volume of TLC with simultaneous ingress of gas through the obturator in the bottom volume, after which the inflation is switched off when achievement of the desired pressure in the sub-cap container volume, followed by inflation of the bottom volume of the container with gases from powder pressure accumulator (PPA). The device for implementation of missile takeoff from the TLC comprises an obturator, a PPA, a high-pressure cylinder with an on-off valve connected to the sub-cap container volume by the pipeline, a pressure indicator unit with the pipeline, the opposite end of which is located in the sub-cap container volume.
EFFECT: creation of conditions for reliable underwater missile takeoff from TLC by eliminating hydraulic, oscillating and vibrating effects on the missile housing.
2 cl, 2 dwg

Description

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть использована в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках преимущественно подводных лодок.The group of inventions relates to rocket technology and can be used in transport and launch containers (TPK) located in the launchers of predominantly submarines.

Известен транспортно-пусковой контейнер (модуль), приведенный в описании изобретения к патенту РФ №2245503, F41F 3/04, 2005, являющийся наиболее близким по совокупности существенных признаков с предложенным техническим решением и который выбран в качестве ближайшего аналога.Known transport and launch container (module) described in the description of the invention to the patent of the Russian Federation No. 2225503, F41F 3/04, 2005, which is the closest in the set of essential features with the proposed technical solution and which is selected as the closest analogue.

Известный ТПК содержит герметичный корпус в виде стакана с передней и задней крышками с уплотнением, внутри корпуса установлена ракета с отделяемым в полете головным обтекателем, одновременно являющимся передней крышкой контейнера. ТПК снабжен отрывными элементами фиксации и удержания ракеты и размещенным в донной части ракеты обтюратором, разделяющим внутреннюю полость контейнера на две части - донный объем и подкрышечный. На задней крышке ТПК с помощью кронштейнов разъемно установлены средства для создания заракетного (донного) объема заданной величины, включающие заполненный не поддерживающим горение газом баллон наддува с пироклапаном и пороховой аккумулятор давления (ПАД).Known TPK contains a sealed enclosure in the form of a glass with front and rear covers with a seal, a rocket is installed inside the housing with a head fairing detachable in flight, which is also the front cover of the container. TPK is equipped with detachable elements for fixing and holding the rocket and an obturator located in the bottom of the rocket, dividing the internal cavity of the container into two parts - the bottom volume and the axillary. Using the brackets, detachably installed on the back cover of the TPK means for creating the off-target (bottom) volume of a given value, including a pressurized balloon with a pyro-valve that does not support combustion, and a powder pressure accumulator (PAD).

В известном ТПК реализован способ старта ракеты, включающий следующие действия.In the well-known TPK, a rocket launch method is implemented, which includes the following steps.

По сигналу «пуск» срабатывает пироклапан баллона наддува и не поддерживающий горение газ создает давление в донном объеме контейнера. Далее по сигналам срабатывают пиросредства устройств, сопрягающих верхнюю крышку контейнера (головной обтекатель ракеты) с корпусом контейнера (стаканом), и одновременно задействуют ПАД, в результате чего в донном объеме контейнера благодаря наличию обтюратора выделяющиеся при горении ПАД газы создают повышенное давление, и ракета, как поршень в цилиндре, начинает движение по цилиндрической поверхности стакана контейнера. При перемещении ракеты на некоторое расстояние включают двигатель ракеты, которая выходит из-под воды и осуществляет полет к цели.According to the “start” signal, the pyrovalve of the boost cylinder is triggered and the gas not supporting combustion creates pressure in the bottom volume of the container. Then, according to the signals, the pyromedia of devices connecting the top cover of the container (the head fairing of the rocket) with the container body (the glass) is triggered, and at the same time the PAD is activated, as a result of which, due to the presence of the shutter, the gases emitted during the combustion of the PAD create increased pressure, and the rocket like a piston in a cylinder, it begins to move along the cylindrical surface of the container glass. When the rocket is moved a certain distance, the rocket engine is turned on, which emerges from under the water and flies toward the target.

Основным недостатком ТПК, в котором реализован описанный выше способ старта ракеты, является поступление забортной воды в подкрышечный объем контейнера, связанное с его разгерметизацией в момент страгивания ракеты. Поступление воды обусловлено тем, что давление забортной воды выше давления газовой среды в подкрышечном объеме вследствие того, что наддув не поддерживающим горение газом из баллона осуществляется в донный объем контейнера, отделенный от подкрышечного объема обтюратором. Поступающая вода создает гидравлические, колебательные и вибрационные нагрузки на корпус ракеты, что отрицательно влияет на устойчивость движения ракеты, а в результате гидравлического удара может произойти разрушение ракеты.The main disadvantage of the TPK, which implements the rocket launch method described above, is the inflow of overboard water into the lining volume of the container, which is associated with its depressurization at the time of rocket launch. The flow of water is due to the fact that the pressure of the outside water is higher than the pressure of the gaseous medium in the axillary volume due to the fact that pressurization of non-supporting gas from the cylinder is carried out into the bottom volume of the container, which is separated from the axillary volume by a seal. The incoming water creates hydraulic, vibrational and vibrational loads on the rocket body, which negatively affects the stability of the rocket's movement, and as a result of a hydraulic shock, rocket destruction can occur.

Целью предложенного изобретения является создание условий для надежного подводного старта ракеты из ТПК путем исключения гидравлических, колебательных и вибрационных воздействий на корпус ракеты при начале движения ракеты, вызванных поступлением воды в подкрышечный объем контейнера.The aim of the proposed invention is the creation of conditions for reliable underwater launch of the rocket from the TPK by eliminating the hydraulic, vibrational and vibrational effects on the rocket body when the rocket begins to move, caused by the flow of water into the lining volume of the container.

Поставленная цель достигнута за счет того, что при старте ракеты из ТПК наддув подкрышечного объема контейнера осуществляют не поддерживающим горение газом с одновременным поступлением газа через обтюратор в донный объем, после чего отключают наддув при достижении необходимого давления в подкрышечном объеме контейнера с последующим наддувом донного объема контейнера газами от порохового аккумулятора давления.This goal was achieved due to the fact that when the rocket starts from the TPK, the inflator of the container underbody volume is carried out with gas that does not support combustion with the simultaneous flow of gas through the obturator into the bottom volume, after which the boost is turned off when the required pressure in the container undercover volume is reached, followed by the container bottom volume gases from the powder pressure accumulator.

Осуществление начальных операций при старте ракеты из ТПК по предложенному способу, а именно - первоначальный наддув подкрышечного объема контейнера (представляющего собой фактически кольцевой зазор между ракетой и ТПК) до необходимого давления позволяет предотвратить поступление забортной воды в него при разгерметизации ТПК, обусловленного началом движения ракеты. При этом реализуется «сухой» старт ракеты на всем участке ее выхода из ТПК.The initial operations at the launch of a rocket from the TPK according to the proposed method, namely, the initial pressurization of the underwing volume of the container (which is actually an annular gap between the rocket and the TPK) to the necessary pressure, prevents the outboard water from entering it when the TPK is depressurized due to the start of the rocket movement. At the same time, a “dry” launch of the rocket is realized over the entire section of its exit from the TPK.

Давление наддува подкрышечного объема контейнера определяется заранее с учетом максимально возможного погружения носителя для осуществления старта ракеты из ТПК и его величина больше давления воды, действующего на верхнюю крышку контейнера.The pressurization pressure of the container liner volume is determined in advance taking into account the maximum possible immersion of the carrier for launching the rocket from the TPK and its value is greater than the water pressure acting on the top cover of the container.

Для реализации нового способа старта ракеты из ТПК предложено устройство, включающее установленный в донной части ракеты обтюратор и установленные в донном объеме контейнера пороховой аккумулятор давления, баллон высокого давления с пироклапаном. Новым в предложенном устройстве является то, что баллон с пироклапаном, выполненным пускоотсечным, соединен с подкрышечным объемом контейнера трубопроводом, проходящим через обтюратор, который выполнен профилированным из эластичного материала с возможностью перепуска газа наддува из подкрышечного в донный объем контейнера, при этом система наддува контейнера снабжена установленным в донном объеме контейнера сигнализатором давления с подстыкованным к нему трубопроводом, противоположный конец которого расположен в подкрышечном объеме контейнера, причем сигнализатор давления электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном.To implement a new method of launching a rocket from TPK, a device is proposed that includes an obturator installed in the bottom of the rocket and a powder pressure accumulator installed in the bottom volume of the container, a high-pressure cylinder with a pyrovalve. New in the proposed device is that the cylinder with a pyrovalve, made shut-off, is connected to the under-roof volume of the container by a pipe passing through the obturator, which is made of profiled elastic material with the possibility of transferring pressurization gas from the under-roof to the bottom volume of the container, while the pressurization system of the container is provided a pressure switch installed in the bottom volume of the container with a pipe connected to it, the opposite end of which is located in the axillary volume IU container, wherein the pressure switch is electrically coupled to puskootsechnym valve.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами. На фиг.1 схематично показан ТПК, общий вид, продольный разрез:The proposed technical solution is illustrated by drawings. Figure 1 schematically shows the TPK, a General view, a longitudinal section:

1 - стакан ТПК;1 - a glass of TPK;

2 - передняя крышка ТПК (головной обтекатель ракеты);2 - TPK front cover (rocket head fairing);

3 - задняя крышка ТПК;3 - back cover TPK;

4 - ракета;4 - rocket;

5 - обтюратор;5 - shutter;

6 - баллон высокого давления с не поддерживающим горение газом;6 - high pressure cylinder with a gas that does not support combustion;

7 - пускоотсечной клапан;7 - start-off valve;

8 - трубопровод, соединяющий пускоотсечной клапан с подкрышечным объемом ТПК;8 - pipeline connecting the start-off valve with the axillary volume of the TPK;

9 - сигнализатор давления;9 - pressure signaling device;

10 - трубопровод, соединяющий сигнализатор давления с подкрышечным объемом ТПК;10 - pipeline connecting the pressure switch with the axillary volume TPK;

11 - пороховой аккумулятор давления;11 - powder pressure accumulator;

"а" - подкрышечный объем ТПК (в виде кольцевого зазора) - между передней крышкой 2 ТПК и обтюратором;"a" is the axillary volume of the TPK (in the form of an annular gap) between the front cover 2 of the TPK and the obturator;

"б" - донный объем ТПК - между обтюратором и задней крышкой 3 ТПК."b" - the bottom volume of the TPK - between the obturator and the back cover 3 TPK.

На фиг.2 показан обтюратор и сечение ТПК в месте установки обтюратора.Figure 2 shows the obturator and the TPK section at the installation site of the obturator.

Агрегаты системы наддува не поддерживающим горение газом - баллон высокого давления 6, пускоотсечной клапан 7, трубопроводы 8, сигнализатор давления 9 с трубопроводом 10 размещены на кронштейне (который может быть выполнен в виде крестообразной рамы), установленном в донном объеме контейнера.Units of the pressurization system with a non-burning gas - high pressure cylinder 6, start-up valve 7, pipelines 8, pressure switch 9 with pipeline 10 are placed on an arm (which can be made in the form of a cross-shaped frame) installed in the bottom volume of the container.

Пневматическая связь пускоотсечного клапана 7 с подкрышечным объемом ТПК "а" осуществлена трубопроводом 8.Pneumatic connection of the start-off valve 7 with the axillary volume TPK "a" is carried out by pipeline 8.

Обтюратор 5 расположен в донной части ракеты 4 и выполнен из эластичного (резиноподобного) материала, спрофилированного таким образом, чтобы с повышением давления газа в подкрышечном объеме ТПК при его наддуве обтюратор отжимался от цилиндрической поверхности стакана, обеспечивая возможность перепуска газа наддува из подкрышечного объема "а" в донный объем "б" контейнера. Форма обтюратора 5 в сечении может быть выполнена, например, «Г»-образной с тупым углом между сторонами.The obturator 5 is located in the bottom of the rocket 4 and is made of an elastic (rubber-like) material, profiled so that with increasing gas pressure in the underwing volume of the TPK when it is pressurized, the obturator is wrung out from the cylindrical surface of the glass, making it possible to bypass the boost gas from the underwing volume "a "into the bottom volume" b "of the container. The shape of the obturator 5 in cross section can be made, for example, "G" -shaped with an obtuse angle between the sides.

Перепуск из подкрышечного объема "а" в донный объем "б" контейнера не поддерживающего горение газа наддува исключает возможность догорания ракетного топлива внутри ТПК, что снижает термоэррозионное воздействие на конструкцию ТПК.Bypassing from the axillary volume “a” to the bottom volume “b” of the container of a non-burning supercharging gas excludes the possibility of burning out rocket fuel inside the TPK, which reduces the thermal erosion effect on the TPK design.

ПАД 11 установлен на задней крышке 3 ТПК с помощью кронштейнов.PAD 11 is installed on the back cover 3 TPK using brackets.

Установка сигнализатора давления 9 именно в донном объеме "б" контейнера обусловлена небольшим зазором между ракетой 4 и стаканом 1. В указанном зазоре возможно размещение только трубопровода 10 малого диаметра, пневматически соединяющего сигнализатор давления 9 с подкрышечным объемом "а" ТПК. Для подачи сигнала на прекращение наддува объема "а" сигнализатор 9 электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном через, например, пусковую аппаратуру.The installation of the pressure indicator 9 precisely in the bottom volume "b" of the container is due to the small gap between the rocket 4 and the glass 1. In this gap, it is possible to place only a small diameter pipe 10 that pneumatically connects the pressure indicator 9 with the underwing volume "a" of the TPK. To signal to stop the boost of volume "a", the signaling device 9 is electrically connected to the start-off valve through, for example, starting equipment.

Предложенное устройство для реализации нового способа старта ракеты из ТПК работает следующим образом.The proposed device for implementing a new method of launching a rocket from TPK works as follows.

В соответствии с циклограммой при пуске ракеты подается сигнал на срабатывание пускоотсечного клапана 7, в результате чего находящийся под давлением в баллоне 6 не поддерживающий горение газ (например, азот) поступает через трубопровод 8 в подкрышечный объем "а" ТПК, где локализуется благодаря наличию обтюратора 5. С ростом давления в подкрышечном объеме "а" газ отжимает манжету обтюратора от стенки стакана 1 и начинает поступать в донный объем контейнера "б".In accordance with the cyclogram, when the rocket is launched, a signal is triggered to trigger the shut-off valve 7, as a result of which gas (for example, nitrogen) under pressure in the cylinder 6, which does not support combustion, enters through the pipe 8 into the axillary volume "a" of the TPK, where it is localized due to the obturator 5. With increasing pressure in the axillary volume “a”, the gas presses the cuff of the shutter off the wall of the glass 1 and begins to flow into the bottom volume of the container “b”.

При достижении необходимого давления газа в подкрышечном объеме контейнера, которое контролируется сигнализатором давления 9 через трубопровод 10, отключают наддув путем подачи сигнала на закрытие пускоотсечного клапана 7.When the required gas pressure is reached in the axillary volume of the container, which is controlled by the pressure switch 9 through line 10, pressurization is turned off by applying a signal to close the shut-off valve 7.

Далее в соответствии с циклограммой подают сигнал на задействование пиросредств устройств (на чертеже не показано), сопрягающих переднюю крышку 2 контейнера со стаканом 1, и одновременно задействуют ПАД 11, в результате горения которого образуются газы, создающие высокое давление в донном объеме контейнера "б". Под действием этого давления ракета 4 совместно с головным обтекателем 2, являющимся одновременно и передней крышкой контейнера, отрывается от стакана 1 и начинает движение по его цилиндрической поверхности.Further, in accordance with the sequence diagram, a signal is sent to activate the pyromedical devices (not shown) that pair the front cover 2 of the container with the glass 1, and simultaneously use the PAD 11, which, as a result of combustion, produces gases that create high pressure in the bottom volume of container “b” . Under the influence of this pressure, the rocket 4 together with the head fairing 2, which is also the front cover of the container, detaches from the glass 1 and begins to move along its cylindrical surface.

Через определенный промежуток времени включают двигатель ракеты (на чертеже не показано), которая выходит из ТПК носителя, осуществляет движение в воде, выходит из-под воды и осуществляет полет к цели.After a certain period of time, the rocket engine is turned on (not shown in the drawing), which leaves the carrier’s TPK, moves in water, leaves the water, and flies to the target.

Таким образом, предложенный способ старта ракеты из ТПК и устройство для его осуществления реализуют начальные операции при старте ракеты из ТПК, заключающиеся в определенной последовательности наддува частей объема ТПК (подкрышечного "а" и донного "б"), и тем самым исключают гидравлический удар, а также колебательные и вибрационные воздействия на корпус ракеты при начале ее движения, что повышает надежность интегрированной конструкции ракеты и ТПК.Thus, the proposed method of launching a rocket from TPK and a device for its implementation implement the initial operations when starting a rocket from TPK, consisting in a certain sequence of pressurizing parts of the volume of TPK (axillary "a" and bottom "b"), and thereby exclude water hammer, as well as vibrational and vibrational effects on the rocket body at the beginning of its movement, which increases the reliability of the integrated design of the rocket and TPK.

Claims (2)

1. Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера, включающий создание избыточного давления в донном объеме контейнера последовательным наддувом контейнера не поддерживающим горение газом от системы наддува и наддувом газами от порохового аккумулятора давления с последующим включением двигателей ракеты, отличающийся тем, что наддув подкрышечного объема контейнера осуществляют не поддерживающим горение газом с одновременным поступлением газа через обтюратор в донный объем, отключают наддув при достижении необходимого давления в подкрышечном объеме контейнера с последующим наддувом донного объема контейнера газами от порохового аккумулятора давления.1. A method of launching a rocket from a transport and launch container, including creating excess pressure in the bottom volume of the container by successively pressurizing the container with gas not supporting the combustion system from the pressurization system and pressurizing the gases from the powder pressure accumulator, followed by turning on the rocket engines, characterized in that the container has a liner volume they carry out a gas that does not support combustion with the simultaneous flow of gas through the obturator into the bottom volume; the boost is switched off when the required pressure is reached pouring in the axillary volume of the container with subsequent pressurization of the bottom volume of the container with gases from the powder pressure accumulator. 2. Устройство для осуществления старта ракеты из транспортно-пускового контейнера, включающее установленный в донной части ракеты обтюратор и установленные в донном объеме контейнера пороховой аккумулятор давления, баллон высокого давления с пироклапаном, отличающееся тем, что баллон с пироклапаном, выполненным пускоотсечным, соединен с подкрышечным объемом контейнера трубопроводом через обтюратор, который выполнен профилированным из эластичного материала с возможностью перепуска газа наддува из подкрышечного в донный объем контейнера, при этом система наддува контейнера снабжена установленным в донном объеме контейнера сигнализатором давления с подстыкованным трубопроводом, противоположный конец которого расположен в подкрышечном объеме контейнера, причем сигнализатор давления электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном. 2. A device for launching a rocket from a transport and launch container, including an obturator installed in the bottom of the rocket and a powder pressure accumulator installed in the bottom of the container, a high-pressure cylinder with a pyrovalve, characterized in that the cylinder with a pyrovalve made by the shut-off valve is connected to the axillary the volume of the container by a pipeline through the obturator, which is made of profiled from elastic material with the possibility of bypassing the boost gas from the axillary to the bottom volume of the container nera, while the container pressurization system is equipped with a pressure switch installed in the bottom volume of the container with a docked pipe, the opposite end of which is located in the under-liner of the container, and the pressure switch is electrically connected to the start-off valve.
RU2013147280/11A 2013-10-24 2013-10-24 Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation RU2544253C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013147280/11A RU2544253C1 (en) 2013-10-24 2013-10-24 Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013147280/11A RU2544253C1 (en) 2013-10-24 2013-10-24 Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2544253C1 true RU2544253C1 (en) 2015-03-20

Family

ID=53290493

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013147280/11A RU2544253C1 (en) 2013-10-24 2013-10-24 Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2544253C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2660111C2 (en) * 2016-12-28 2018-07-04 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Method and tlc for cooling the internal surface of a transport and launch container (tlc) under the action of combustion products of the starting powder pressure accumulator (ppa) on it with the mortar launch of the solid-fuel rocket
RU2727047C1 (en) * 2019-06-17 2020-07-17 Акционерное общество " Опытное конструкторское бюро "Новатор" Transport-launching container
RU2728878C1 (en) * 2019-06-17 2020-07-31 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Transport-launching container

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2245503C1 (en) * 2003-11-03 2005-01-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" Transport-launching module
US7159501B1 (en) * 2004-11-08 2007-01-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Stackable in-line surface missile launch system for a modular payload bay
RU2012145046A (en) * 2012-10-24 2014-04-27 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" METHOD FOR STARTING ROCKETS FROM A SUBMARINE, SPLATTERS AND LAND CARRIERS FROM UNFILLED LAUNCH INSTALLATION AND LAUNCH INSTALLATION FOR ITS IMPLEMENTATION

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2245503C1 (en) * 2003-11-03 2005-01-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" Transport-launching module
US7159501B1 (en) * 2004-11-08 2007-01-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Stackable in-line surface missile launch system for a modular payload bay
RU2012145046A (en) * 2012-10-24 2014-04-27 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" METHOD FOR STARTING ROCKETS FROM A SUBMARINE, SPLATTERS AND LAND CARRIERS FROM UNFILLED LAUNCH INSTALLATION AND LAUNCH INSTALLATION FOR ITS IMPLEMENTATION

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2660111C2 (en) * 2016-12-28 2018-07-04 Акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (АО "Корпорация "МИТ") Method and tlc for cooling the internal surface of a transport and launch container (tlc) under the action of combustion products of the starting powder pressure accumulator (ppa) on it with the mortar launch of the solid-fuel rocket
RU2727047C1 (en) * 2019-06-17 2020-07-17 Акционерное общество " Опытное конструкторское бюро "Новатор" Transport-launching container
RU2728878C1 (en) * 2019-06-17 2020-07-31 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Transport-launching container

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US2581758A (en) Harpoon cannon
RU2544253C1 (en) Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation
US5363791A (en) Weapons launch system
CN209228488U (en) A kind of miniature super-pressure strong solid impulse attitude control motor
CN202511705U (en) Parameter-adjustable self-control emission type cable heaving gun
KR102465457B1 (en) Apparatus and method for launching weapon using bilge pump
KR20150081757A (en) Testing device for torpedo launching
CN106123688A (en) A kind of push away seat for the counter of rocket launching
RU2438087C1 (en) Staroverov localiser
US20020139239A1 (en) Line throwing rescue line
KR20180019840A (en) Tube of submarine having returning compress unit and it using underwater weapon launch method
FR2311271A1 (en) Portable antitank weapon using shells with velocity boosters - involving strip explosives, a filament wound firing tube and sundry foam components
RU2728878C1 (en) Transport-launching container
US7451680B1 (en) Submarine steam generator missile ejection system
RU2652595C2 (en) Anti-hail rocket
RU2536961C2 (en) Method of missile launching from submarine, surface craft and ground carriers from launching facility on water and launching facility for this method implementation
US3120709A (en) Surface launch test vehicle
RU2324133C2 (en) Underwater missile ejection device
RU155579U1 (en) MULTISTAGE ROCKET
RU2014109538A (en) LIFE-DELIVERY METHOD
KR102614419B1 (en) Compressed air underwater launch system
KR20120075642A (en) Multiple underwater missile launchers which used compressed air and water
RU2337301C1 (en) Transport and start module
RU2660111C2 (en) Method and tlc for cooling the internal surface of a transport and launch container (tlc) under the action of combustion products of the starting powder pressure accumulator (ppa) on it with the mortar launch of the solid-fuel rocket
RU2304269C1 (en) Pneumatic device for artificial snow-slip