RU2727047C1 - Transport-launching container - Google Patents

Transport-launching container Download PDF

Info

Publication number
RU2727047C1
RU2727047C1 RU2019118829A RU2019118829A RU2727047C1 RU 2727047 C1 RU2727047 C1 RU 2727047C1 RU 2019118829 A RU2019118829 A RU 2019118829A RU 2019118829 A RU2019118829 A RU 2019118829A RU 2727047 C1 RU2727047 C1 RU 2727047C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket
tpk
glass
volume
depth
Prior art date
Application number
RU2019118829A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Бронислав Павлович Балдуев
Сергей Алексеевич Селиванов
Александр Андреевич Смирнов
Original Assignee
Акционерное общество " Опытное конструкторское бюро "Новатор"
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 Акционерное общество " Опытное конструкторское бюро "Новатор" filed Critical Акционерное общество " Опытное конструкторское бюро "Новатор"
Priority to RU2019118829A priority Critical patent/RU2727047C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2727047C1 publication Critical patent/RU2727047C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

FIELD: rocket equipment.SUBSTANCE: invention relates to rocket equipment, and more specifically to transport-launching containers (TLC). TLC comprises a barrel tightly closed by upper and lower covers, wherein the upper cover tightly enters the sleeve and is attached to it by means of tear-off elements. Rocket nose fairing is simultaneously the upper cover of the cartridge. Powder pressure accumulator is arranged in bottom volume of TLC. Cup in its lower part has frames where inner diameter is equal to diameter of rocket tail part. Frame lengthwise axis coincides with barrel lengthwise axis. Tail part of rocket is hermetically inserted into main frame. Following conditions are met:where: his the top cap entry depth into the shell; his rocket tail arrival depth in frames; k is coefficient, k = 1.05÷1.1; m is the rocket weight; Y is the force at which tear-off elements are broken; t is filling time of headspace volume; u is rate of change of pressure in bottom volume; F is area of bottom cut of rocket.EFFECT: enabling higher reliability.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), находящихся в пусковых установках подводных лодок (преимущественно), надводных кораблей и наземных носителей.The invention relates to rocket technology and can be used in transport and launch containers (TPK) located in launchers of submarines (mainly), surface ships and ground carriers.

Известен ТПК (здесь и ниже под ТПК понимается ТПК в сборе с ракетой), приведенный в описании изобретения к патенту «Транспортно-пусковой модуль», RU 2245503, F41F 3/04, заявка от 03.11.2003 г., опубликовано 27.01.2005 г. Он содержит стакан, герметично закрытый верхней и нижней крышками. Верхняя крышка скреплена со стаканом с помощью отрывных элементов. Внутри стакана установлена ракета с головным обтекателем, который одновременно является верхней крышкой. На ракете в ее нижней части установлен обтюратор, который делит внутренний свободный объем ТПК на две части: подкрышечный объем ТПК (это объем кольцевого зазора между ракетой и стаканом на участке от обтюратора до верхней крышки) и донный объем ТПК (это объем, заключенный между нижней крышкой, донным срезом ракеты и обтюратором). В донном объеме размещены баллон наддува с пироклапаном и пороховой аккумулятор давления.Known TPK (here and below TPK means TPK assembled with a rocket), given in the description of the invention to the patent "Transport and launch module", RU 2245503, F41F 3/04, application from 03.11.2003, published 27.01.2005 It contains a beaker hermetically sealed with top and bottom lids. The top lid is secured to the glass using tear-off elements. A rocket with a nose fairing, which is also the top cover, is installed inside the glass. An obturator is installed on the rocket in its lower part, which divides the internal free volume of the TPK into two parts: the undercover volume of the TPK (this is the volume of the annular gap between the rocket and the glass in the section from the obturator to the upper cover) and the bottom volume of the TPK (this is the volume enclosed between the lower cover, rocket bottom cut and obturator). The bottom volume contains a pressure cylinder with a pyrovalve and a powder pressure accumulator.

Старт ракеты из рассматриваемого ТПК происходит следующим образом. В начале срабатывает пироклапан баллона наддува, газ из которого создает некоторое давление в донном объеме ТПК. Далее включается пороховой аккумулятор давления, в результате чего давление в донном объеме ТПК повышается, при некоторой величине этого давления отрывные элементы разрываются, и ракета совместно с верхней крышкой начинает ускоренно перемещаться в стакане и покидает его.The launch of a rocket from the considered TPK is as follows. At the beginning, the pyrovalve of the pressurized cylinder is triggered, the gas from which creates some pressure in the bottom volume of the TPK. Next, the powder pressure accumulator is turned on, as a result of which the pressure in the bottom volume of the TPK rises, at a certain value of this pressure, the tear-off elements burst, and the rocket, together with the upper cover, begins to accelerately move in the glass and leave it.

Основной недостаток рассматриваемого ТПК заключается в следующем. При перемещении ракеты в стакане в процессе ее старта верхняя крышка выходит из него, в результате чего подкрышечный объем ТПК теряет герметичность. В этот момент давление в указанном объеме ≈1 атм. Так как при старте ракеты с большой глубины давление забортной воды значительно превышает 1 атм, то в этом случае забортная вода начинает интенсивно поступать в подкрышечный объем ТПК. Поступающая вода вызывает появление вибрационных нагрузок, отрицательно влияющих на устойчивость движения ракеты, и гидравлического удара, который может привести к разрушению ракеты.The main disadvantage of the considered TPK is as follows. When the rocket moves in the glass during its launch, the upper cover comes out of it, as a result of which the under-cover volume of the TPK loses its tightness. At this moment, the pressure in the indicated volume is ≈1 atm. Since when the rocket is launched from a great depth, the seawater pressure significantly exceeds 1 atm, in this case the seawater begins to intensively enter the under-roof volume of the TPK. The incoming water causes vibration loads that negatively affect the stability of the rocket, and water hammer, which can lead to the destruction of the rocket.

Известен другой ТПК, приведенный в описании изобретения к патенту «Способ старта ракеты из транспортно-пускового контейнера и устройство для его осуществления», RU 2544253, F41F 3/04, заявка от 24.10.2013 г., опубликовано 20.03.2015 г., в котором забортная вода не попадает в подкрышечный объем ТПК. Этот ТПК является наиболее близким по совокупности существенных признаков к предложенному ТПК и выбран в качестве ближайшего аналога-прототипа. Известный ТПК содержит стакан, герметично закрытый верхней и нижней крышками. Верхняя крышка частично входит в стакан и скреплена со стаканом с помощью отрывных элементов. Внутри стакана установлена ракета с головным обтекателем, который одновременно является верхней крышкой. На ракете в ее нижней части установлен обтюратор, который делит внутренний свободный объем ТПК на две части: подкрышечный объем ТПК и донный объем ТПК. Обтюратор выполнен с возможностью перепуска газа из подкрышечного в донный объем ТПК. В донном объеме ТПК установлен пороховой аккумулятор давления, баллон высокого давления с пускоотсечным клапаном и сигнализатор давления. Пускоотсечной клапан и сигнализатор давления соединены с подкрышечным объемом ТПК трубопроводами через обтюратор, при этом сигнализатор давления электрически сопряжен с пускоотсечным клапаном.Another TPK is known, given in the description of the invention to the patent "Method for launching a rocket from a transport-launch container and a device for its implementation", RU 2544253, F41F 3/04, application dated 10.24.2013, published 03.20.2015, in which seawater does not enter the under-roof volume of the TPK. This TPK is the closest in terms of the set of essential features to the proposed TPK and is chosen as the closest analogue prototype. Known TPK contains a glass, hermetically sealed with top and bottom lids. The top lid partially fits into the glass and is secured to the glass using tear-off elements. A rocket with a nose fairing, which is also the top cover, is installed inside the glass. An obturator is installed on the rocket in its lower part, which divides the internal free volume of the TPK into two parts: the under-roof volume of the TPK and the bottom volume of the TPK. The obturator is made with the possibility of bypassing gas from the under-lid to the bottom volume of the TPK. In the bottom volume of the TPK, a powder pressure accumulator, a high-pressure cylinder with a start-cutoff valve and a pressure indicator are installed. The cut-off valve and the pressure indicator are connected to the under-lid volume of the TPK by pipelines through an obturator, while the pressure indicator is electrically coupled with the start-cut off valve.

Прототип имеет следующие недостатки:The prototype has the following disadvantages:

1. относительно сложная система наддува подкрышечного объема ТПК (под этой системой понимаются все элементы ТПК и связи между ними, которыми обеспечивается наддув подкрышечного объема ТПК), что снижает надежность работы ТПК и повышает его стоимость;1.Relatively complex system for pressurizing the TPK undercover volume (this system means all the elements of the TPK and the connections between them, which ensure the pressurization of the TPK undercover volume), which reduces the reliability of the TPK and increases its cost;

2. указанная система имеет значительный объем, что уменьшает объем ракеты, которую можно разместить в этом ТПК;2. the specified system has a significant volume, which reduces the volume of the rocket that can be placed in this TPK;

3. наддув подкрышечного объема ТПК производится до старта ракеты, что увеличивает время предстартовой подготовки ракеты.3. Pressurization of the under-roof volume of the TPK is carried out before the launch of the rocket, which increases the time of the pre-launch preparation of the rocket.

Целью предложенного изобретения является повышение надежности работы ТПК, увеличение объема ракеты, которую можно разместить в этом ТПК, сокращение стоимости ТПК и уменьшение времени предстартовой подготовки ракеты.The aim of the proposed invention is to improve the reliability of the TPK, increase the volume of the rocket that can be placed in this TPK, reduce the cost of the TPK and reduce the time for prelaunch preparation of the rocket.

Поставленная цель достигается тем, что в ТПК, который содержит стакан, герметично закрытый верхней и нижней крышками, причем верхняя крышка частично заходит в стакан и скреплена со стаканом с помощью отрывных элементов, внутри стакана установлена ракета с головным обтекателем, который одновременно является верхней крышкой, а в донном объеме ТПК размещен пороховой аккумулятор давления, введены следующие новые элементы: стакан в его нижней части имеет шпангоут, внутренний диаметр шпангоута равен диаметру хвостовой части ракеты, продольная ось шпангоута совпадает с продольной осью стакана, хвостовая часть ракеты герметично вставлена в шпангоут, причем глубина захода хвостовой части ракеты в шпангоут и глубина захода верхней крышки в стакан связаны между собой следующими соотношениями:This goal is achieved by the fact that in the TPK, which contains a glass, hermetically sealed by the upper and lower lids, and the upper lid partially enters the glass and is fastened to the glass using tear-off elements, a rocket with a head fairing is installed inside the glass, which is also the upper cover, and a powder pressure accumulator is placed in the bottom volume of the TPK, the following new elements have been introduced: the glass in its lower part has a frame, the inner diameter of the frame is equal to the diameter of the rocket tail, the longitudinal axis of the frame coincides with the longitudinal axis of the glass, the rocket tail is hermetically inserted into the frame, and the depth of entry of the tail section of the rocket into the frame and the depth of entry of the upper cover into the glass are interconnected by the following relationships:

Figure 00000001
Figure 00000001

где: h1 - глубина захода верхней крышки в стакан;where: h 1 is the depth of entry of the top cover into the glass;

h2 - глубина захода хвостовой части ракеты в шпангоут;h 2 - the depth of entry of the tail of the rocket into the frame;

k - коэффициент, k=1,05÷1,1;k - coefficient, k = 1.05 ÷ 1.1;

m - масса ракеты;m is the mass of the rocket;

Y - усилие, при котором разрываются отрывные элементы, т.е. максимальное усилие, которое выдерживают отрывные элементы;Y is the force at which the tear-off elements are torn, i.e. the maximum force that the tear-off elements can withstand;

t - время заполнения подкрышечного объема ТПК до давления, величина которого равна статическому давлению воды на максимальной глубине старта, при старте ракеты с максимальной глубины;t is the time of filling the under-roof volume of the TPK to a pressure equal to the static water pressure at the maximum launch depth, when the rocket is launched from the maximum depth;

u - скорость изменения давления в донном объеме ТПК в момент разрыва отрывных элементов, т.е. в момент начала движения ракеты;u is the rate of pressure change in the bottom volume of the TPK at the moment of rupture of the separation elements, i.e. at the moment the rocket starts moving;

F - площадь донного среза ракеты.F is the area of the rocket bottom cut.

Используемые в выше приведенном соотношении для h1 и h2 параметры t и u можно определить экспериментальным путем или расчетным путем с помощью законов технической термодинамики и теплопередачи.The parameters t and u used in the above relation for h 1 and h 2 can be determined experimentally or by calculation using the laws of technical thermodynamics and heat transfer.

Предложенное техническое решение поясняется чертежом. На фиг. 1 схематично показан ТПК, общий вид, продольный разрез:The proposed technical solution is illustrated by a drawing. In FIG. 1 schematically shows the TPK, general view, longitudinal section:

1 - стакан;1 - glass;

2 - верхняя крышка;2 - top cover;

3 - нижняя крышка;3 - bottom cover;

4 - отрывной элемент;4 - tear-off element;

5 - ракета;5 - rocket;

6 - шпангоут;6 - frame;

7 - пороховой аккумулятор давления;7 - powder pressure accumulator;

подкрышечный объем ТПК - это объем кольцевого зазора между ракетой 5 и стаканом 1 на участке от шпангоута 6 до верхней крышки 2;the under-cover volume of the TPK is the volume of the annular gap between the rocket 5 and the glass 1 in the section from the frame 6 to the upper cover 2;

донный объем ТПК - это объем, заключенный между нижней крышкой 3, донным срезом ракеты 5 и шпангоутом 6;the bottom volume of the TPK is the volume enclosed between the bottom cover 3, the bottom cut of the rocket 5 and the frame 6;

h1 - глубина захода верхней крышки 2 в стакан 1;h 1 - depth of entry of the top cover 2 into the glass 1;

h2 - глубина захода хвостовой части ракеты 5 в шпангоут 6.h 2 - the depth of entry of the tail of the rocket 5 into the frame 6.

ТПК содержит стакан 1, который герметично закрыт верхней крышкой 2 и нижней крышкой 3. При этом нижняя часть верхней крышки 2 вставлена в стакан 1 на глубину h1 и уплотнена относительно стакана 1 по цилиндрический поверхности (это уплотнение на фиг. 1 не показано). Верхняя крышка 2 скреплена со стаканом 1 с помощью отрывных элементов 4. Внутри стакана 1 установлена ракета 5 с головным обтекателем, который одновременно является верхней крышкой 2. В нижней части стакана 1 установлен шпангоут 6, который может быть выполнен в виде отдельной детали, герметично скрепленной со стаканом 1, или заодно со стаканом 1 (такой вариант шпангоута показан на фиг. 1), причем продольная ось шпангоута 6 совпадает с продольной осью стакана 1. В донном объеме ТПК установлен пороховой аккумулятор давления 7. Хвостовая часть ракеты 5 вставлена в шпангоут 6 на глубину h2 и уплотнена относительно шпангоута 6 по цилиндрический поверхности (это уплотнение на фиг. 1 не показано). Размер h1 превышает размер h2, при этом размер h2 может быть выполнен в широком диапазоне величин, однако наибольший эффект достигается, если размер h2 выполнен минимально возможным, при котором обеспечивается герметичное соединение хвостовой части ракеты 5 и шпангоута 6 (при таком выборе размера h2 обеспечивается минимальная ширина шпангоута 6 и минимальная величина захода верхней крышки 2 в стакан 1, т.е. минимальная высота нижней части верхней крышки 2). Размеры h1 и h2 связаны между собой выше приведенными соотношениями, с помощью которых при выбранной величине h2 определяется размер h1.TPK contains a glass 1, which is hermetically closed by the top cover 2 and the bottom cover 3. In this case, the lower part of the upper cover 2 is inserted into the glass 1 to a depth h 1 and sealed relative to the glass 1 along the cylindrical surface (this seal is not shown in Fig. 1). The upper cover 2 is fastened to the glass 1 using tear-off elements 4. Inside the glass 1 there is a rocket 5 with a head fairing, which is also the upper cover 2. In the lower part of the glass 1 there is a frame 6, which can be made as a separate part, hermetically fastened with a glass 1, or together with a glass 1 (such a variant of the frame is shown in Fig. 1), and the longitudinal axis of the frame 6 coincides with the longitudinal axis of the glass 1. A powder pressure accumulator is installed in the bottom volume of the TPK 7. The tail of the rocket 5 is inserted into the frame 6 to a depth h 2 and is sealed relative to the frame 6 along the cylindrical surface (this seal is not shown in Fig. 1). The size h 1 exceeds the size h 2 , while the size h 2 can be made in a wide range of values, however, the greatest effect is achieved if the size h 2 is made as small as possible, at which a tight connection of the tail section of the rocket 5 and the frame 6 is ensured (with this choice of size h 2 , the minimum width of the frame 6 and the minimum amount of entry of the upper cover 2 into the glass 1 are provided, i.e. the minimum height of the lower part of the upper cover 2). The dimensions h 1 and h 2 are interconnected by the relations given above, by means of which at a chosen value h 2 h 1 determined resolution.

Предложенный ТПК работает следующим образом. По команде пуск подается сигнал на запуск порохового аккумулятора давления 7, пороховые газы от которого начинают поступать в донный объем ТПК, где давление начинает возрастать. При некоторой величине этого давления происходит разрыв отрывных элементов 4, и ракета 5 совместно с верхней крышкой 2 отрывается от стакана 1 и начинает выходить из него. При перемещении ракеты 5 относительно стакана 1 на величину h2 хвостовая часть ракеты 5 выходит из шпангоута 6, в результате чего пороховые газы из донного объема ТПК начинают поступать в подкрышечный объем ТПК. В момент перемещения ракеты 5 относительно стакана 1 на величину h1 верхняя крышка 2 выходит из стакана 1 и наступает разгерметизация подкрышечного объема ТПК со стороны забортной воды. К этому моменту времени давление в подкрышечном объеме ТПК достигает следующих значений:The proposed TPK works as follows. At the start command, a signal is given to start the powder pressure accumulator 7, the powder gases from which begin to flow into the bottom volume of the TPK, where the pressure begins to increase. At a certain value of this pressure, tear-off elements 4 rupture, and the rocket 5, together with the top cover 2, breaks away from the glass 1 and begins to exit from it. When the rocket 5 moves relative to the glass 1 by the value h 2, the tail of the rocket 5 comes out of the frame 6, as a result of which the powder gases from the bottom volume of the TPK begin to enter the under-roof volume of the TPK. At the moment of movement of the rocket 5 relative to the glass 1 by the value h 1, the upper cover 2 comes out of the glass 1 and the under-roof volume of the TPK is depressurized from the side of the sea water. At this point in time, the pressure in the undercoat volume of the TPK reaches the following values:

РП=(1,03÷1,05)⋅РM - при старте с максимальной глубины;Р П = (1.03 ÷ 1.05) ⋅Р M - at the start from the maximum depth;

PН<РП<(1,03÷1,05)⋅РМ - при старте с глубины Н,P N <P P <(1.03 ÷ 1.05) ⋅P M - when starting from a depth of H,

где: РП - давление в подкрышечном объеме ТПК в момент его разгерметизации со стороны забортной воды;where: Р P - pressure in the under-roof volume of the TPK at the time of its depressurization from the side of the seawater;

РМ - статическое давление воды на максимальной глубине старта;Р М - static water pressure at the maximum launch depth;

РН - статическое давление воды на глубине Н, которая меньше максимальной глубины старта.Р Н - static water pressure at a depth Н, which is less than the maximum launch depth.

Такое давление в подкрышечном объеме ТПК в момент его разгерметизации со стороны забортной воды достигается благодаря выбору h1 и h2 по выше приведенному соотношению. Это соотношение получено из условия наполнения подкрышечного объема ТПК до давления, несколько превышающего величину статического давления воды на максимальной глубине старта за время от момента выхода хвостовой части ракеты 5 из шпангоута 6 до момента выхода верхней крышки 2 из стакана 1 при запуске ракеты 5 с максимальной глубины. Из приведенных значений давления в подкрышечном объеме ТПК видно, что это давление превышает величину статического давления воды на любой глубине старта, поэтому забортная вода в подкрышечный объем ТПК поступать не может, что исключает появление вибрационных нагрузок и гидравлического удара. После разгерметизации подкрышечного объема ТПК ракета 5 под действием давления газа в донном объеме ТПК продолжает выход из стакана 1 и выходит из него. При этом возможен вариант, когда еще в процессе выхода ракеты 5 из стакана 1 производится запуск ее стартового двигателя (на фиг. 1 этот двигатель не показан).This pressure in the under-roof volume of the TPK at the moment of its depressurization from the seawater side is achieved due to the choice of h 1 and h 2 according to the above ratio. This ratio is obtained from the condition of filling the under-roof volume of the TPK to a pressure slightly exceeding the value of the static water pressure at the maximum launch depth during the time from the moment the tail section of the rocket 5 leaves the frame 6 until the top cover 2 leaves the glass 1 when the rocket 5 is launched from the maximum depth ... From the given values of pressure in the under-roof volume of the TPK, it can be seen that this pressure exceeds the value of the static water pressure at any launch depth, therefore, seawater cannot enter the under-roof volume of the TPK, which excludes the appearance of vibration loads and hydraulic shock. After depressurization of the under-roof volume of the TPK, the rocket 5, under the influence of gas pressure in the bottom volume of the TPK, continues to exit the glass 1 and exits it. In this case, a variant is possible when, while the rocket 5 is leaving the glass 1, its starting engine is launched (this engine is not shown in Fig. 1).

При изменении глубины старта в предложенном ТПК изменяется величина давления в подкрышечном объеме ТПК в момент разгерметизации этого объема со стороны забортной воды. Максимальная величина этого давления достигается при старте с максимальной глубины, а минимальная - при старте с поверхности воды или при наземном старте.With a change in the launch depth in the proposed TPK, the pressure in the under-roof volume of the TPK changes at the time of depressurization of this volume from the side of the sea water. The maximum value of this pressure is reached at the start from the maximum depth, and the minimum value - at the start from the surface of the water or at the ground start.

В предлагаемом ТПК задача наддува подкрышечного объема ТПК решается с помощью простой механической системы. В прототипе эту задачу выполняет достаточно сложная система, которая имеет относительно большой объем, относительно низкую надежность и относительно высокую стоимость. В предлагаемом ТПК наддув подкрышечного объема ТПК производится в процессе старта ракеты, а в прототипе - перед стартом ракеты. Из изложенного можно сделать ниже следующее заключение.In the proposed TPK, the task of pressurizing the under-roof volume of the TPK is solved using a simple mechanical system. In the prototype, this task is performed by a rather complex system, which has a relatively large volume, relatively low reliability and relatively high cost. In the proposed TPK, the under-roof volume of the TPK is pressurized during the launch of the rocket, and in the prototype, before the launch of the rocket. The following conclusion can be drawn from the above.

Использование предложенного технического решения позволяет повысить надежность работы ТПК, увеличить объем ракеты, которую можно разместить в этом ТПК, сократить стоимость ТПК и уменьшить время предстартовой подготовки ракеты по сравнению с прототипом.The use of the proposed technical solution makes it possible to increase the reliability of the TPK operation, increase the volume of the rocket that can be placed in this TPK, reduce the cost of the TPK and reduce the time of the prelaunch preparation of the rocket in comparison with the prototype.

Claims (10)

Транспортно-пусковой контейнер (ТПК), содержащий стакан, герметично закрытый верхней и нижней крышками, при этом верхняя крышка частично заходит в стакан и скреплена со стаканом с помощью отрывных элементов, внутри стакана может быть установлена ракета с головным обтекателем с возможностью выполнения им функции верхней крышки, в донном объеме ТПК размещен пороховой аккумулятор давления, отличающийся тем, что стакан в его нижней части имеет шпангоут, внутренний диаметр шпангоута равен диаметру хвостовой части ракеты, а продольная ось шпангоута совпадает с продольной осью стакана, хвостовая часть ракеты может быть герметично вставлена в шпангоут, причем глубина захода хвостовой части ракеты в шпангоут и глубина захода верхней крышки в стакан связаны между собой следующими соотношениями:A transport and launch container (TPK) containing a glass, hermetically sealed by the upper and lower covers, while the upper cover partially enters the glass and is fastened to the glass using tear-off elements, a rocket with a head fairing can be installed inside the glass with the ability to perform the function of the upper cover, a powder pressure accumulator is placed in the bottom volume of the TPK, characterized in that the glass in its lower part has a frame, the inner diameter of the frame is equal to the diameter of the rocket tail, and the longitudinal axis of the frame coincides with the longitudinal axis of the glass, the rocket tail can be hermetically inserted into frame, and the depth of entry of the tail section of the rocket into the frame and the depth of entry of the upper cover into the glass are interconnected by the following ratios:
Figure 00000002
Figure 00000002
 где: h1 - глубина захода верхней крышки в стакан;where: h 1 is the depth of entry of the top cover into the glass; h2 - глубина захода хвостовой части ракеты в шпангоут;h 2 - the depth of entry of the tail of the rocket into the frame; k - коэффициент, k=1,05÷1,1;k - coefficient, k = 1.05 ÷ 1.1; m - масса ракеты;m is the mass of the rocket; Y - усилие, при котором разрываются отрывные элементы;Y is the force at which the tear-off elements break; t - время заполнения подкрышечного объема ТПК до давления, величина которого равна статическому давлению воды на максимальной глубине старта, при старте ракеты с максимальной глубины;t is the time of filling the under-roof volume of the TPK to a pressure equal to the static water pressure at the maximum launch depth, when the rocket is launched from the maximum depth; u - скорость изменения давления в донном объеме ТПК в момент разрыва отрывных элементов, т.е. в момент начала движения ракеты;u is the rate of pressure change in the bottom volume of the TPK at the moment of rupture of the separation elements, i.e. at the moment the rocket starts moving; F - площадь донного среза ракеты.F is the area of the rocket bottom cut.
RU2019118829A 2019-06-17 2019-06-17 Transport-launching container RU2727047C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019118829A RU2727047C1 (en) 2019-06-17 2019-06-17 Transport-launching container

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019118829A RU2727047C1 (en) 2019-06-17 2019-06-17 Transport-launching container

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2727047C1 true RU2727047C1 (en) 2020-07-17

Family

ID=71616393

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019118829A RU2727047C1 (en) 2019-06-17 2019-06-17 Transport-launching container

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2727047C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3139794A (en) * 1962-01-08 1964-07-07 Texaco Experiment Inc Launcher and rocket
US3769876A (en) * 1972-08-02 1973-11-06 Us Navy Missile launching canister
RU2215981C2 (en) * 2001-12-05 2003-11-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение машиностроения" Cruising missile in transportation-launching container
RU2288423C1 (en) * 2005-04-13 2006-11-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guided rocket missile enclosed in transportation and launching container
RU2460030C1 (en) * 2011-04-01 2012-08-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" Shipborne container for missile storage and lunching
RU2544253C1 (en) * 2013-10-24 2015-03-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3139794A (en) * 1962-01-08 1964-07-07 Texaco Experiment Inc Launcher and rocket
US3769876A (en) * 1972-08-02 1973-11-06 Us Navy Missile launching canister
RU2215981C2 (en) * 2001-12-05 2003-11-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение машиностроения" Cruising missile in transportation-launching container
RU2288423C1 (en) * 2005-04-13 2006-11-27 Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" Guided rocket missile enclosed in transportation and launching container
RU2460030C1 (en) * 2011-04-01 2012-08-27 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" Shipborne container for missile storage and lunching
RU2544253C1 (en) * 2013-10-24 2015-03-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7337741B1 (en) Pre-positioning deployment system for small unmanned underwater vehicles
US6164179A (en) Submarine deployable vertical launch spar buoy
US3158062A (en) Missile container and launcher
US5363791A (en) Weapons launch system
US20160280399A1 (en) Rocket engine recovery system
US6701819B1 (en) Apparatus for launching an object in a fluid environment
US2989899A (en) Missile launcher air eject system-power plant and control system
RU2727047C1 (en) Transport-launching container
US7032530B1 (en) Submarine air bag launch assembly
US3075301A (en) Launch and underwater trajectory test vehicle
US7243609B1 (en) Telescoping buoyancy capsule
US3166978A (en) Stowage adapter
AU2009245582B2 (en) External storage device for deploying weapons from a submarine.
RU2460030C1 (en) Shipborne container for missile storage and lunching
US7140289B1 (en) Stackable in-line underwater missile launch system for a modular payload bay
EP1902938B1 (en) Float for a device air-launched into the sea, in particular for a countermeasure
RU2728878C1 (en) Transport-launching container
RU2349492C1 (en) Submarine launcher
US10464693B2 (en) Launch canister with air bag ram
RU2544253C1 (en) Method of missile takeoff from transporter-launcher container and device for its implementation
US8936016B1 (en) Ambient temperature phase change launcher
US3120709A (en) Surface launch test vehicle
EP2734437B1 (en) Apparatus and method for launching an unmanned aerial vehicle (uav) from a submersible
AU737923B2 (en) A pyroacoustic generator for protecting submarines and surface vessels
US7159501B1 (en) Stackable in-line surface missile launch system for a modular payload bay