Транспортно-пусковой контейнер
Владельцы патента RU 2543140:
Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" (RU)
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к транспортно-пусковым контейнерам. Транспортно-пусковой контейнер для ракеты содержит корпус и механизм для закрепления ракеты в нем. Механизм закрепления содержит попарно размещенные силовые шпангоуты с попарно размещенными на них опорами. Опоры содержат упорные винты, вворачиваемые в направлении оси ТПК, диаметрально противоположно друг другу. Достигается упрощение конструкции механизма закрепления ракеты. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК).
Известно изобретение, патент RU №2388984, относящееся к области военной техники, в частности к ТПК, который состоит из корпуса с расположенными внутри направляющими и прижимного устройства. Последнее выполнено в виде основания с установленными в его наклонных пазах двумя кривошипно-ползунными механизмами. Ползуны представлены в виде клиньев, взаимодействующих с корпусом управляемого снаряда, а кривошипы снабжены рукояткой и установлены на основании срезной оси.
При запуске ракеты происходит разрушение срезных осей для освобождения ее от удержания (фиксации) под действием выступающих элементов конструкции ракеты.
К недостаткам приведенного аналога следует отнести разрушаемые детали кривошипно-ползунного механизма, которые имеют возможность попасть в зону прохождения ракеты. На поверхности ракеты имеются выступающие элементы, которые ухудшают ее аэродинамические характеристики в полете.
Задачей изобретения является создание ТПК без разрушающих при пуске ракеты элементов конструкции механизма закрепления, а также минимизирование количества деталей в конструкции данного механизма.
Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции механизма закрепления ракеты в ТПК.
Для достижения поставленной задачи в ТПК, содержащего корпус с направляющими ложементами для размещения ракеты, дополнительно размещены передний и задний силовые шпангоуты, на которых крепятся бугеля, серьги, опоры, и выполнены отверстия для подхода к упорным винтам, установленным попарно в резьбовые отверстия опор.
Упорные винты представляют собой ось, на поверхности которой выполнена резьба, а также на одном конце - гладкая цилиндрическая поверхность со сферическим наконечником, на другом - квадрат под ключ для регулировки. На резьбовую часть накручивается гайка, служащая контровкой упорного винта от раскручивания после закрепления ракеты.
Опоры закреплены на силовых шпангоутах попарно, в полости направляющих ложементов, на поверхности которых выполнены отверстия для прохода упорных винтов. Оси винтов проходят через ось ТПК и диаметрально противоположные друг другу. В зоне переднего силового шпангоута в направляющих ложементах выполнены отверстия в виде паза, для складывания упорных винтов, имеющие ось вращения в опорах. Упорные винты, расположенные в опорах заднего силового шпангоута не имеют оси вращения.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на Фиг.1 показан общий вид, на Фиг.2 показано сечение ТПК по переднему силовому шпангоуту, на Фиг.3 показано сечение ТПК по заднему силовому шпангоуту, на Фиг.4 показано складывание передних упорных винтов.
ТПК содержит цилиндрический корпус 1 (Фиг.1), на торцы которого установлены крышки 3, силовые шпангоуты 5 с закрепленными на них бугелями (6), серьги 7, а в задней части расположен механизм закрепления ракеты 2 (не показан). В верхней и нижней части ТПК 1 размещены направляющие ложементы 4, в полости которых на силовые шпангоуты 5 закреплены опоры 14 (Фиг.2) с размещенными в них попарно упорными винтами 8. Упорные винты 8 (Фиг.4) переднего силового шпангоута 5 своими сферическими наконечниками упираются в силовые элементы ракеты 2, которые выполнены в виде поперечных пазов (13) относительно оси ракеты 2. Упорные винты 8 (Фиг.3) заднего силового шпангоута 5 упираются в пятаки 9, установленные на наклонной поверхности кормового отсека ракеты 2. Плоскости пятаков 9 параллельны оси ракеты 2.
По окончании закрепления ракеты 2 упорные винты 8 контрятся гайками 10, расположенными на резьбовой части упорных винтов 8.
Работа предлагаемого устройства осуществляется следующим образом. Перед установкой ракеты 2 в ТПК 1 упорные винты 8 выкручиваются через отверстия, освобожденные от крышек 11, до утопания их ниже поверхности направляющих ложементов 4.
После установки ракеты 2 в ТПК 1 и фиксации ее механизмом удержания от продольного перемещения вворачиваются упорные винты 8 до контакта с поверхностью ракеты 2. После чего происходит контровка упорных винтов 7 гайками 10 от их раскручивания и складывания.
В момент старта ракета 2 освобождается от механизма удержания и, двигаясь, своими пазами 13 складывает передние упорные винты 8 в карманы 12 направляющих ложементов 4, при этом задние неподвижные упорные винты 8 скользят по поверхности пятаков 9 кормового отсека ракеты 2 и после схода ракеты 2 упорные винты 8 остаются на своих местах неподвижно, при этом не мешают ее движению из-за обратной конусности отсека.
При такой конструкции механизма закрепления ракеты в ТПК происходит мгновенное освобождение ракеты при использовании минимального количества деталей и отсутствии их разрушения при старте.
1. Транспортно-пусковой контейнер для ракеты, содержащий корпус для размещения в нём ракеты и механизм для закрепления, отличающийся тем, что в корпусе присутствуют силовые шпангоуты с попарно размещенными на них опорами, содержащими упорные винты, вворачиваемые в направлении оси ТПК, диаметрально противоположно друг другу.
2. Транспортно-пусковой контейнер по п.1, отличающийся тем, что в механизме закрепления ракеты отсутствуют детали, разрушаемые при старте.
3. Транспортно-пусковой контейнер по п.1, отличающийся тем, что конструкция механизма закрепления ракеты проста в монтаже при использовании меньшего количества деталей и эксплуатации.
