Устройство крепления управляемой ракеты
Владельцы патента RU 2624952:
Акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения им. академика А.Г. Шипунова" (RU)
Изобретение относится к ракетной технике. Устройство крепления управляемой ракеты, снабженной стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) выполнено в виде обоймы. Обойма состоит из двух пар полуколец, причем внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового двигателя, внешние полукольца установлены в проточку внутренних полуколец и взаимодействуют с проточкой трапециевидного сечения на внутренней поверхности трубы ТПК. В стыке внешних полуколец установлены запорные пластины Г-образного профиля, скрепленные с задней крышкой контейнера. На корпусе стартового двигателя между его внешним диаметром и диаметром кольцевой проточки на длине от заднего торца стартового двигателя до кольцевой проточки выполнены два симметрично расположенных паза. На каждом внутреннем полукольце выполнены два симметрично расположенных уступа, взаимодействующих с запорными пластинами, и выступ, взаимодействующий с соответствующим пазом на корпусе стартового двигателя. Техническим результатом изобретения является повышение надежности за счет исключения поворота ракеты по крену в ТПК при ее эксплуатации. 4 ил.
Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым ракетам, оснащенным стартовым твердотопливным реактивным двигателем и запускаемым из трубчатых транспортно-пусковых контейнеров.
Известно устройство крепления реактивного снаряда (патент RU 2107247 C1), принятое за прототип, в котором крепление реактивного снаряда, снабженного стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере выполнено в виде обоймы, состоящей из двух пар полуколец, из которых внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового двигателя, внешние полукольца установлены в проточку внутренних полуколец и взаимодействуют с проточкой трапециевидного сечения, выполненной на внутренней поверхности трубы транспортно-пускового контейнера, а в стыке внешних полуколец установлены запорные пластины Г-образного профиля, скрепленные с задней крышкой контейнера и взаимодействующие с газовым потоком стартового двигателя. Недостатком данного крепления является то, что данное устройство крепления снаряда, обеспечивая отсутствие его перемещений по продольной оси, не препятствует повороту снаряда в контейнере по крену, вследствие чего может измениться угол его установки в процессе эксплуатации, например из-за вибраций, возникающих во время транспортирования. Особенно негативное влияние изменения расчетного угла установки по крену проявляется в управляемых ракетах. Изменение расчетного угла установки управляемой ракеты по крену приводит к опережению или запаздыванию по фазе в контуре управления, а следовательно, к увеличенным отклонениям от центра поля управления, что может привести к промаху по цели или выходу ракеты из поля управления с последующим ее падением. В конструкции прототипа повороту снаряда в контейнере по крену препятствуют лишь силы трения, возникающие в местах контакта элементов снаряда со стенками контейнера, что не исключает возможности поворота снаряда во время его эксплуатации. При использовании конструкции прототипа для уменьшения вероятности поворота ракеты по крену при эксплуатационных нагрузках необходимо увеличивать составляющую силы трения между ракетой и контейнером. Но силы трения препятствуют не только повороту, но и осевому перемещению ракеты по контейнеру, следовательно, создают дополнительные усилия, препятствующие выходу ракеты из транспортно-пускового контейнера, что может привести к увеличению начальных возмущений ракеты. Наличие начальных возмущений приводит к сильным колебаниям ракеты на начальном участке полета. Такие колебания могут привести к выходу ракеты из поля управления с дальнейшим ее падением или промаху по цели, что понижает эффективность боевого применения ракеты и комплекса.
Задачей предлагаемого изобретения является исключение возможности поворота управляемой ракеты в контейнере по крену при эксплуатационных перегрузках, без увеличения составляющей силы трения, возникающей между элементами ракеты и внутренней стенкой контейнера.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение надежности управляемой ракеты за счет исключения ее поворота по крену в контейнере под действием перегрузок, возникающих при эксплуатации (транспортирование, погрузка, разгрузка, случайное падение).
Решение поставленной задачи достигается тем, что в устройстве крепления управляемой ракеты, снабженной стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере, выполненном в виде обоймы, состоящей из двух пар полуколец, из которых внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового двигателя, внешние полукольца установлены в проточку внутренних полуколец и взаимодействуют с проточкой трапециевидного сечения, выполненной на внутренней поверхности трубы транспортно-пускового контейнера, а в стыке внешних полуколец установлены запорные пластины Г-образного профиля, скрепленные с задней крышкой контейнера и взаимодействующие с газовым потоком стартового двигателя, на корпусе стартового двигателя между его внешним диаметром и диаметром кольцевой проточки на длине от заднего торца стартового двигателя до кольцевой проточки выполнены два симметрично расположенных паза, а на каждом внутреннем полукольце выполнены два симметрично расположенных уступа, взаимодействующих с запорными пластинами Г-образного профиля, и выступ, взаимодействующий с соответствующим пазом на корпусе стартового двигателя.
Наличие пазов на корпусе стартового двигателя и взаимодействующих с ними выступов на внутренних полукольцах, а также наличие на внутренних полукольцах уступов, взаимодействующих с Г-образными запорными пластинами, скрепленными с задней крышкой, которая жестко скреплена с трубой контейнера, позволяет исключить поворот ракеты по крену относительно транспортно-пускового контейнера, а внешние полукольца, установленные в проточку внутренних полуколец, взаимодействующие своей наружной частью с трапециевидной проточкой трубы контейнера и удерживаемые в таком положении Г-образными запорными пластинами, исключают перемещение ракеты в осевом направлении.
Так как размеры пазов не выходят за размеры кольцевой проточки стартового двигателя, не происходит снижения его прочности, благодаря чему не требуется выполнения дополнительных утолщений для усиления прочности конструкции, что позволяет сохранить габаритно-массовые и баллистические характеристики стартового двигателя.
Предлагаемое техническое решение поясняется чертежами (Фиг. 1-4).
На Фиг. 1 изображен стартовый двигатель 1 управляемой ракеты, содержащий кольцевую проточку 2. Между внешним диаметром D стартового двигателя и диаметром d кольцевой проточки на расстоянии от заднего торца стартового двигателя до кольцевой проточки выполнены два симметрично расположенных паза 3.
На фиг. 2 изображено полукольцо 4, содержащее выступ 5 и проточку 6, а также два симметрично расположенных уступа 7.
На фиг. 3, 4 изображено крепление управляемой ракеты в транспортно-пусковом контейнере. В зазоре между корпусом стартового двигателя 1 и трубой транспортно-пускового контейнера 10 в проточку 2 двигателя установлены два внутренних полукольца 4, при этом выступы 5 полуколец попадают в пазы 3 стартового двигателя. Два внешних полукольца 8 устанавливаются в проточки 6 внутренних полуколец 4 и своей наружной частью входят в проточку 11 трубы контейнера 10. Г-образные запорные пластины 9, скрепленные с задней крышкой 13, взаимодействуют с уступами 7 внутренних полуколец 4 и стыками внешних полуколец 8. Задняя крышка 13 жестко скреплена с трубой контейнера 10 кольцом 12.
Устройство крепления реактивного снаряда работает следующим образом.
В транспортном положении скрепленные с задней крышкой 13 запорные пластины 9 за счет своего размещения между уступами 7 внутренних полуколец 4 и стыками внешних полуколец 8, которые своей наружной поверхностью входят в проточку 11 трубы контейнера 10, а внутренней поверхностью взаимодействуют с проточкой 6 внутренних полуколец 4, препятствуют перемещению внутренних полуколец как в линейном, так и в радиальном направлении за счет жесткого скрепления задней крышки 13 с трубой контейнера 10 фиксирующим кольцом 12. Внутренние полукольца 4 за счет установки их в проточку 2 стартового двигателя 1 исключают перемещения ракеты в осевом направлении, а пазы 5 внутренних полуколец 4, взаимодействующие с проточками 3 стартового двигателя, исключают поворот ракеты по крену. Управляемая ракета надежно закреплена в контейнере.
При пуске ракеты включается стартовый двигатель 1, ударом пороховых газов из уступов 7 внутренних полуколец 4 и стыков внешних полуколец 8 выбрасываются запорные пластины 9, одновременно происходит деформация и отделение задней крышки 13. Под действием стартового двигателя ракета вместе с внутренними и внешними полукольцами перемещается по трубе контейнера 10. При этом внешние полукольца 8 уже не удерживаются запорными пластинами 9 и под действием наклонной стенки трапециевидной канавки 11 трубы контейнера 10 утапливаются в проточку 6 внутренних полуколец 4 и не препятствуют перемещению ракеты. После выхода ракеты из контейнера полукольца отделяются от снаряда, не препятствуя ее дальнейшему полету.
Таким образом, предложенное техническое решение позволяет повысить надежность управляемой ракеты за счет исключения ее поворота по крену в контейнере под действием перегрузок, возникающих при ее эксплуатации, без увеличения составляющей силы трения, возникающей между элементами ракеты и внутренней стенкой трубы транспортно-пускового контейнера.
Устройство крепления управляемой ракеты, снабженной стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере, выполненное в виде обоймы, состоящей из двух пар полуколец, из которых внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового двигателя, внешние полукольца установлены в проточку внутренних полуколец и взаимодействуют с проточкой трапециевидного сечения, выполненной на внутренней поверхности трубы транспортно-пускового контейнера, а в стыке внешних полуколец установлены запорные пластины Г-образного профиля, скрепленные с задней крышкой контейнера и взаимодействующие с газовым потоком стартового двигателя, отличающееся тем, что на корпусе стартового двигателя управляемой ракеты между его внешним диаметром и диаметром кольцевой проточки на длине от заднего торца стартового двигателя до кольцевой проточки выполнены два симметрично расположенных паза, а на каждом внутреннем полукольце выполнены два симметрично расположенных уступа, взаимодействующих с запорными пластинами Г-образного профиля, и выступ, взаимодействующий с соответствующим пазом на корпусе стартового двигателя.
