Транспортно-пусковой контейнер

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). ТПК содержит стакан, герметично закрытый верхней и нижней крышками, при этом верхняя крышка герметично заходит в стакан и скреплена с ним с помощью отрывных элементов. Головной обтекатель ракеты одновременно является верхней крышкой стакана. В донном объеме ТПК размещен пороховой аккумулятор давления. Стакан в его нижней части имеет шпангоут, внутренний диаметр которого равен диаметру хвостовой части ракеты. Продольная ось шпангоута совпадает с продольной осью стакана. Хвостовая часть ракеты герметично вставлена в шпангоут. Выполняются условия:

где: h₁ - глубина захода верхней крышки в стакан; h₂ - глубина захода хвостовой части ракеты в шпангоут; k - коэффициент, k=1,05÷1,1; m - масса ракеты; Y - усилие, при котором разрываются отрывные элементы; t - время заполнения подкрышечного объема; u - скорость изменения давления в донном объеме; F - площадь донного среза ракеты. Достигается повышение надежности. 1 ил.

 

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.

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.

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.

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.

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.

Прототип имеет следующие недостатки:

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;

2. указанная система имеет значительный объем, что уменьшает объем ракеты, которую можно разместить в этом ТПК;

3. наддув подкрышечного объема ТПК производится до старта ракеты, что увеличивает время предстартовой подготовки ракеты.

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.

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:

где: h₁ - глубина захода верхней крышки в стакан;

h₂ - глубина захода хвостовой части ракеты в шпангоут;

k - коэффициент, k=1,05÷1,1;

m - масса ракеты;

Y - усилие, при котором разрываются отрывные элементы, т.е. максимальное усилие, которое выдерживают отрывные элементы;

t - время заполнения подкрышечного объема ТПК до давления, величина которого равна статическому давлению воды на максимальной глубине старта, при старте ракеты с максимальной глубины;

u - скорость изменения давления в донном объеме ТПК в момент разрыва отрывных элементов, т.е. в момент начала движения ракеты;

F - площадь донного среза ракеты.

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.

Предложенное техническое решение поясняется чертежом. На фиг. 1 схематично показан ТПК, общий вид, продольный разрез:

1 - стакан;

2 - верхняя крышка;

3 - нижняя крышка;

4 - отрывной элемент;

5 - ракета;

6 - шпангоут;

7 - пороховой аккумулятор давления;

подкрышечный объем ТПК - это объем кольцевого зазора между ракетой 5 и стаканом 1 на участке от шпангоута 6 до верхней крышки 2;

донный объем ТПК - это объем, заключенный между нижней крышкой 3, донным срезом ракеты 5 и шпангоутом 6;

h₁ - глубина захода верхней крышки 2 в стакан 1;

h₂ - глубина захода хвостовой части ракеты 5 в шпангоут 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.

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:

Р_П=(1,03÷1,05)⋅Р_M - при старте с максимальной глубины;

P_Н<Р_П<(1,03÷1,05)⋅Р_М - при старте с глубины Н,

где: Р_П - давление в подкрышечном объеме ТПК в момент его разгерметизации со стороны забортной воды;

Р_М - статическое давление воды на максимальной глубине старта;

Р_Н - статическое давление воды на глубине Н, которая меньше максимальной глубины старта.

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).

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.

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.

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.

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:

где: h₁ - глубина захода верхней крышки в стакан;

h₂ - глубина захода хвостовой части ракеты в шпангоут;

k - коэффициент, k=1,05÷1,1;

m - масса ракеты;

Y - усилие, при котором разрываются отрывные элементы;

t - время заполнения подкрышечного объема ТПК до давления, величина которого равна статическому давлению воды на максимальной глубине старта, при старте ракеты с максимальной глубины;

u - скорость изменения давления в донном объеме ТПК в момент разрыва отрывных элементов, т.е. в момент начала движения ракеты;

F - площадь донного среза ракеты.