Ракетная пусковая установка

 

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах ракетного оружия надводных кораблей. Ракетная установка снабжена системой наружного орошения и вводными устройствами системы термостатирования пусковых труб. Каждая пусковая труба снабжена системами внутреннего орошения и химтушения с подвижными и упругодеформируемыми устройствами. Амортизированные опоры выполнены в виде двух независимых взаимно перпендикулярно расположенных осей с демпфирующими элементами, заключенными в подвижные корпуса. Опорные продольные балки выполнены сплошными и замкнутыми по всей длине и снабжены люками с фланцами и крышками. Подвижные устройства систем орошения пусковых труб могут быть выполнены в виде патрубка. Упругодеформируемые устройства системы химтушения могут быть выполнены в виде трубчатого элемента, а вводные устройства системы термостатирования - в виде сильфонов. Люки могут быть расположены на внешней стороне опорных продольных балок. Крышки могут быть установлены в углублениях фланцев таким образом, что поверхности крышек расположены наклонно относительно поверхностей опорных продольных балок. Такое выполнение установки позволяет обеспечить хранение и пуск ракет, требующих поддержания определенного температурного режима в пусковых трубах. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в комплексах ракетного оружия надводных кораблей.

Известны пусковые установки МК-140, МК-141 ракетного комплекса "Harpoon", состоящие из смонтированного на палубе корабля основания, на котором устанавливаются съемные пусковые трубы (транспортно-пусковые контейнеры), содержащие крылатые ракеты (Gunners Mate Ml & С, Naval education and training command rate training manual and nonresident career Course, US government printing office Washington, D.C., 1919, p.44 fig.2-16).

Известна пусковая установка (патент 2117232 от 10 июня 1997, РФ), принятая за прототип (см. фиг.1).

Пусковая установка состоит из оснований, выполненных в виде амортизированных опор 1, съемной рамы 2 и транспортно-пусковых контейнеров (ТПК) 3 с крылатыми ракетами и амортизированной подвески 4.

Подобные пусковые установки обеспечивают хранение и пуск крылатых ракет, не имеющих ограничений по температуре хранения в ТПК на кораблях, а выходные параметры струи стартового двигателя ракет соответствуют характеристикам баллиститного топлива. К недостаткам пусковых установок следует отнести отсутствие системы ликвидации возможного возгорания топлива ракеты при нахождении ее в ТПК на корабле.

К недостаткам пусковой установки следует также отнести конструкцию амортизированных опор, в которых вертикальные и горизонтальные перегрузки воспринимаются одним амортизационным блоком, что не является оптимальным вариантом для амортизаторов двойного действия.

Известны крылатые ракеты, при хранении которых в пусковых трубах необходимо поддерживать требуемые температурные условия. Выходные параметры струи стартового двигателя ракет имеют повышенные температурные характеристики, а сама струя обладает значительным абразивным воздействием на внутренние поверхности корпуса пусковой трубы.

Целью настоящего изобретения является обеспечение хранения и пуска ракет, требующих поддержания определенного температурного режима в пусковых трубах, имеющих повышенные температурные характеристики и значительное абразивное воздействие струи стартового двигателя, не выдерживающих экстремальных перегрузок при нахождении на корабле и обеспечение локализаций возможного очага возгорания топлива ракеты в пусковой трубе.

Поставленная цель достигается тем, что ракетная пусковая установка, состоящая из четырех пусковых труб с внутренними опорными продольными балками, выполнена в виде блока пусковых труб с амортизированными опорами, которая снабжена системой наружного орошения и вводными устройствами системы термостатирования пусковых труб, а каждая пусковая труба снабжена системами внутреннего орошения и химтушениями с упругодеформируемыми и подвижными устройствами, причем амортизированные опоры выполнены в виде независимых перпендикулярно расположенных в общем корпусе полых осей, снабженных демпфирующими элементами, заключенными в перемещающиеся корпуса, а продольные опорные балки выполнены сплошными и замкнутыми по всей длине и снабжены с внутренней стороны люками с фланцами и крышками.

Наличие системы наружного орошения блока труб обеспечивает снятие с его наружной поверхности температурного влияния солнечной радиации при нахождении корабля в акваториях с жарким климатом. Кроме того, при определенных обстоятельствах наружное орошение может быть использовано для дегазации и дезактивации пусковой установки.

Повышенное температурное воздействие струи стартового двигателя ракеты приводит к значительному нагреву корпусных конструкций пусковой трубы, что отражается на механических характеристиках материала корпуса и приводит к снижению ресурса пусковой трубы. Вариантом уменьшения воздействия повышенной температуры может являться термостойкое покрытие внутренних поверхностей пусковой трубы. Но сильное абразивное воздействие струи стартового двигателя приводит к быстрому его "вымыванию", что требует регулярного в процессе эксплуатации проведения работ по восстановлению покрытия.

В пусковой установке принята комплексная система защиты внутренних поверхностей пусковых труб: повышенное температурное воздействие струи двигателя уменьшается включением внутреннего орошения в момент старта ракеты, а ее абразивное воздействие снижается за счет конструктивных особенностей продольных опорных балок и установленных в них на внешней стороне люков для доступа в процессе монтажа и эксплуатации внутрь опорных продольных балок. Люки закрыты крышками, установленными в углублении фланцев таким образом, что поверхности крышек расположены наклонно относительно поверхностей опорных продольных балок.

Известен транспортно-пусковой контейнер для крылатых ракет (патент 3769876 от 6 ноября 1973, Missile Launching canister, USA), в котором имеется сквозная продольная опорная балка, доступ внутрь которой осуществляется через люки, расположенные на внешней поверхности корпуса ТПК (фиг.1 и 2). В случае абразивного воздействия струи стартового двигателя ракеты механизмы, расположенные в балке, будут подвергаться этому воздействию.

В случае возникновения аварийной ситуации (пожар) внутри пусковой трубы предлагаемой ракетной пусковой установки для его локализации используется система химтушения, подающая огнегасящий состав внутрь аварийной пусковой трубы.

Амортизированные опоры, выполненные в виде двух независимых узлов амортизации, обеспечивают раздельное восприятие вертикальных и поперечно-горизонтальных перегрузок, снижая их до допустимых для ракеты вертикальных и поперечно-горизонтальных нагрузок. Поскольку в этом случае пусковая установка перемещается в вертикальном и поперечно-горизонтальном направлениях относительно палубы корабля, то системы внешнего и внутреннего орошений, химтушения и система термостатирования в местах подсоединения и ответным корабельным частям снабжены устройствами компенсационного, упругодеформируемого или сильфонного типов, которые обеспечивают целостность систем в этом случае. Тип устройств определяется физическим состоянием вещества, его расходом и давлением, под которым оно поступает в систему.

Подача воды под небольшим давлением для систем наружного орошения и внутреннего орошения пусковых труб осуществляется через подвижные устройства. Подвижные устройства выполнены в виде патрубка, закрепленного во фланцах кольцами и втулками, которые обеспечивают поступательные и угловые перемещения патрубка во фланцах.

Подача огнегасящего состава под достаточно высоким давлением в пусковые трубы в случае возникновения внутренних пожаров осуществляется через трубчатые элементы, имеющие форму плоскоизогнутой пружины, что не позволяет им разрушаться при перемещениях пусковой установки.

Подача термостатированного воздуха в больших объемах в пусковые трубы для обеспечения требуемого низкого давления осуществляется через конструкцию сильфонного типа большого диаметра.

Изложенная сущность изобретения поясняется чертежами, где изображено: на фиг.1 - пусковая установка (патент 2117232, РФ); на фиг.2 - общий вид предлагаемой ракетной пусковой установки; на фиг.3 - вид А на фиг.2 (пусковая труба со снятой передней крышкой); на фиг.4 - сечение по Б-Б (люк с фланцем и крышкой); на фиг.5 - выноска I на фиг.2 (устройство компенсационного типа системы химтушения); на фиг.6 - выноска II на фиг.2 (устройство упругодеформируемого типа систем внешнего и внутреннего орошения); на фиг.7 - сечение по В-В на фиг.2 (общий вид амортизированной опоры).

Ракетная пусковая установка (см. фиг.2) состоит из блока труб, образованного четырьмя пусковыми трубами 5 и снабженного амортизированными опорами 6. В верхней части блока труб установлена система наружного орошения 7. В средней части блока труб установлены устройства сильфонного типа 8 системы термостатирования, а в задней части - подвижные устройства 9 и 10 систем внутреннего орошения каждой пусковой трубы и внешнего орошения блока пусковых труб соответственно, а также упругодеформируемые устройства 11 системы химтушения пусковых труб.

В каждой пусковой трубе расположены продольные опорные балки 12 (см. фиг. 3) с направляющими 13 для ползунов ракеты. В опорных продольных балках расположены люки 14, состоящие из крышек 17 (см. фиг.4) и фланцев 18. Конструкция люков с фланцами и крышками, установленных на продольных опорных балках и необходимых для доступа внутрь балок при монтаже и эксплуатации пусковой установки, выполнена таким образом, что передняя кромка крышек, подвергающаяся наиболее сильному абразивному воздействию струи двигателя, гарантированно утоплена во фланец люка. Выполнение опорных продольных балок сплошными и замкнутыми исключает абразивное воздействие струи двигателя ракеты на расположенные в них механизмы, гидросистему и электромонтаж.

В пусковых трубах расположены также системы внутреннего орошения 15 (см. фиг. 3) и химтушения 16. Подвижные устройства (см. фиг.5) систем внешнего и внутреннего орошения состоят из патрубка 19, установленного во фланцах 20. Кольцо 21, фиксируемое во фланце втулкой 22 и кольцом 23, обеспечивает герметичность соединения патрубка с фланцем и продольное перемещение патрубка во фланцах. Зазор "а", определяемый диаметром кольца 21, обеспечивает угловое перемещение патрубка во фланцах.

Упругодеформируемые устройства (см. фиг.6) систем химтушения пусковых труб выполнены в виде трубчатого элемента 24 с небольшим внутренним диаметром, имеющего форму плоскоизогнутой пружины, на концах которой имеются штуцеры (накидные гайки) 25 для подсоединения к системам и ответным корабельным частям. Подобное техническое решение объясняется тем, что огнегасящий состав поступает в устройство под высоким давлением, а форма исполнения устройства технологична в изготовлении и при его деформации возникающие напряжения находятся в пределах напряжений предела текучести материала.

Амортизированные опоры (см. фиг.7) состоят из осей 26 и 27 с демпфирующими элементами (например, тарельчатыми пружинами) 28, которые установлены в корпусах 29 и 30. Фланцем корпуса 30 опора крепится к пусковой установке, а кронштейнами 31 к корабельным фундаментам. При возникновении вертикальных нагрузок (импульс снизу - вверх), превышающих допустимые для ракеты, под действием массы пусковой установки с ракетами корпус 30 с втулкой 32 перемещается вниз по оси 26 и второй втулке, сжимая пружинные элементы 28, что исключает прохождение на ПУ нагрузок выше допустимых. Подобным образом срабатывает горизонтально расположенная часть опоры. Отличие заключается в том, что поперечно-горизонтальные перегрузки знакопеременные и их величины отличаются от вертикальных.

Формула изобретения

1. Ракетная пусковая установка, содержащая блок четырех пусковых труб с внутренними опорными продольными балками и амортизированные опоры, отличающаяся тем, что она снабжена системой наружного орошения и вводными устройствами системы термостатирования пусковых труб, при этом каждая пусковая труба снабжена системами внутреннего орошения и химтушения с подвижными и упругодеформируемыми устройствами, соответственно, амортизированные опоры выполнены в виде двух независимых взаимно перпендикулярно расположенных осей с демпфирующими элементами, заключенными в подвижные корпуса, а опорные продольные балки выполнены сплошными и замкнутыми по всей длине и снабжены люками с фланцами и крышками.

2. Ракетная пусковая установка по п.1, отличающаяся тем, что подвижные устройства систем орошения пусковых труб выполнены в виде патрубка, закрепленного во фланцах кольцами и втулками, обеспечивающими поступательные и угловые перемещения патрубка во фланцах, упругодеформируемые устройства системы химтушения выполнены в виде трубчатого элемента, имеющего форму плоскоизогнутой пружины, а вводные устройства системы термостатирования - в виде сильфонов.

3. Ракетная пусковая установка по п.1, отличающаяся тем, что люки расположены на внешней стороне опорных продольных балок, а крышки установлены в углублениях фланцев таким образом, что поверхности крышек расположены наклонно относительно поверхностей опорных продольных балок.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7