Устройство для крепления и отстыковки объекта испытаний от каретки ракетного трека

Устройство для крепления и отстыковки объекта испытаний от каретки ракетного трека содержит размещенные на несущей конструкции каретки и предназначенные для ориентированного размещения объекта испытаний ложемент, охватывающий его кольцевой элемент, а также взаимодействующий с кольцевым фиксирующий элемент. Кольцевой элемент в месте расположения фиксирующего элемента выполнен с пазом, наклонным в радиальном направлении, а фиксирующий элемент выполнен в виде клина. Коэффициент трения между поверхностями клина и оболочки объекта испытаний больше коэффициентов трения между поверхностью объекта испытаний и опорной поверхностью/поверхностями ложемента, а также коэффициента трения между наклонной поверхностью клина и наклонной поверхностью паза кольцевого элемента. Клин может быть выполнен из двух соприкасающихся элементов, имеющих в поперечном сечении форму аэродинамического профиля. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к испытательной технике, конкретно - к оборудованию для высокоскоростных трековых испытаний, и может быть использовано для гарантированной отстыковки объектов испытаний от каретки-носителя ракетного трека.

При трековых испытаниях различных объектов они устанавливаются на каретке ракетного трека (носителе) и разгоняются с ее помощью до заданной скорости, после чего осуществляется торможение каретки с одновременной отстыковкой от нее объекта, и дальнейшее его самостоятельное перемещение в заданном направлении.

Преимущественно, проблема таких испытаний заключается не только в достижении заданных скоростей разгона объектов при фиксированных времени разгона, ускорении и длине разгонного участка, но и в обеспечении отстыковки объекта без внешних воздействий на него, искажающих исходную ориентацию и скорость отделения от носителя.

В настоящее время одним из распространенных способов отделения объекта от носителя является использование пироболтов /1/, при котором принудительный их подрыв в заданный момент времени или на заданном участке траектории движения носителя производит разрушение соответствующих крепежных фиксирующих элементов. Вследствие этого объект приобретает возможность самостоятельного свободного перемещения со скоростью и по траектории носителя на момент отделения.

Недостатками данного способа и реализующего его устройства, содержащего в конструкции снаряженные взрывчатым веществом пироболты, являются большая вероятность воздействия на объект испытаний осколков, образующихся при взрыве пироболтов, продуктов взрыва, а также ударной волны, приводящих к нарушению требуемых траекторных и скоростных характеристик свободного перемещения в пространстве.

Данные недостатки частично устранены в выбрасывающем устройстве /2/, в котором отделение объекта испытаний от носителя осуществляется посредством воздействия продольного перемещения поршня-толкателя, приводимого в движение источником газов высокого давления.

Поражение объекта факторами взрыва здесь отсутствует, однако данное устройство существенно влияет на результирующую скорость отделяемого объекта, т.к. учет скорости выброса, зависящий от скорости перемещения поршня-толкателя, весьма затруднителен.

Имеется также техническое решение /3/, в котором удержание объекта испытаний на носителе, предотвращающее его непреднамеренное отделение под воздействием отрицательных ускорений, осуществляется совокупностью кулачкового механизма с фиксирующими элементами.

Данное устройство может быть использовано и для решения обратной задачи, - на отделение объекта от носителя при отрицательном ускорении заданной величины. Однако существенным недостатком здесь является достаточно сложная конструкция устройства, а отсюда - соответственно стоимость и сложность настройки на срабатывание для отделения объекта.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому результату является конструктивно более простое устройство /4/, также пригодное для крепления и отстыковки объекта испытаний от каретки ракетного трека (носителя), содержащее размещенный на несущей конструкции каретки и предназначенный для ориентированного размещения объекта испытаний охватывающий кольцевой элемент, и связанный с ним фиксирующий элемент.

Фиксирующий элемент в этом устройстве выполнен в виде подпружиненного кулачка. При установке испытуемого объекта на носитель кулачок сначала удерживает его в заданном положении за счет силы трения. При приобретении носителем необходимых кинетических характеристик, за счет собственного движителя или отрицательного ускорения носителя, объект приходит в движение относительно исходной позиции на носителе, кулачок за счет силы трения между ним и объектом поворачивается, и таким образом осуществляется отстыковка объекта.

Недостатком данной конструкции, тем не менее, также является относительная ее сложность, возможность повреждения внешней оболочки объекта испытаний кулачком при его повороте при фиксации и последующей отстыковке, а также стоимостные характеристики.

Технической задачей предлагаемого изобретения является упрощение конструкции и обеспечение целостности оболочки объекта при одновременном снижение стоимости изготовления.

Решение поставленной задачи достигается тем, что в известном устройстве для крепления и отстыковки объекта испытаний от каретки ракетного трека, содержащем размещенные на несущей конструкции каретки и предназначенные для ориентированного размещения объекта испытаний ложемент и охватывающий его кольцевой элемент, а также, взаимодействующий с кольцевым, фиксирующий элемент, в соответствии с изобретением кольцевой элемент в месте расположения фиксирующего элемента выполнен с пазом переменного по длине П-образного сечения, с двумя поверхностями параллельными геометрической оси кольцевого элемента, и третьей - наклонной относительно этой же оси, а фиксирующий элемент выполнен в виде клина, при этом коэффициент трения между поверхностями клина и оболочки объекта испытаний больше коэффициентов трения между поверхностью объекта испытаний и опорной поверхностью/поверхностями ложемента, а также коэффициента трения между наклонной поверхностью клина и наклонной поверхностью паза кольцевого элемента.

Необходимость и достаточность вышеуказанных отличительных признаков предложенного технического решения может быть пояснена следующим образом.

Выполнение кольцевого элемента с наличием паза, имеющего переменное по длине П-образное сечение, с двумя поверхностями параллельными геометрической оси кольцевого элемента, и третьей - наклонной относительно этой же оси, в месте расположения фиксирующего элемента, позволяет в качестве последнего использовать легко устанавливаемую при монтаже объекта испытаний на каретке и простую в исполнении «закладную деталь», удерживаемую с одной стороны поверхностями паза, а с другой - поверхностью объекта испытаний за счет сил трения. Две взаимно параллельные стенки паза обеспечивают необходимую ориентацию фиксирующего элемента, сначала облегчающую его исходную установку для крепления объекта испытаний, а затем - направленный выход этого элемента из паза при отстыковке объекта от каретки ракетного трека. Наличие же наклонной стенки паза позволит, в свою очередь, фиксирующий элемент выполнить в виде клина, что даст простоту его установки при монтаже объекта испытаний на каретке с обеспечением усилия «запрессовки», необходимого для надежной фиксации объекта.

Для удобства монтажа испытываемого объекта кольцевой элемент может быть выполнен из разъемных полуколец, с возможностью их взаимного соединения.

Когда каретка приобретет необходимую скорость и начнется ее принудительное торможение, испытуемый объект под воздействием заданной величины отрицательного ускорения начнет перемещаться, под действием силы трения между его поверхностью и клином, последний выйдет из зацепления с верхней наклонной поверхностью паза и начнет самостоятельное движение. Вследствие чего произойдет отстыковка объекта от каретки.

Указанный режим отстыковки объекта от каретки выполняется, когда коэффициент трения между поверхностями клина и оболочки объекта испытаний ƒ_Кл-О больше коэффициентов трения между поверхностью объекта испытаний и опорной поверхностью/поверхностями ложемента ƒ_О-Л, а также коэффициента трения между наклонной поверхностью клина и наклонной поверхностью паза кольцевого элемента ƒ_Кл-К. Это условие достигается или соответствующим подбором материалов, или же соответствующей обработкой вышеуказанных фрикционно взаимодействующих поверхностей элементов конструкции.

Клин целесообразно выполнять из двух свободно соприкасающихся или установленных с минимальным зазором элементов, имеющих в поперечном сечении форму аэродинамического профиля, например, плосковыпуклую или двуклиновую (клиновидную). При соприкасании по короткой стороне профиля это обеспечит их разлет в стороны от траектории движения объекта испытаний после его отстыковки от каретки. Также рационально в качестве материала для клиньев использовать дерево, пластмассы и аналогичные относительно малоплотные материалы, что обеспечит при разлете более быстрое их торможение, и гарантированное недостижение зоны действия испытываемого объекта.

Если использовать в качестве клина один элемент с профилем аэродинамической формы, то при разгоне каретки создаваемая им составляющая аэродинамической силы, направленная перпендикулярно вектору скорости, создаст по отношению к каретке опрокидывающий момент. Это приведет к неравномерной нагрузке на опорные башмаки и рельсовые направляющие, и будет сказываться на условиях приобретения кареткой необходимой скорости.

В случае же использования для фиксации объекта испытаний на каретке нескольких отдельных несоприкасающихся клиновых элементов, они должны устанавливаться с ориентаций аэродинамических профилей, обеспечивающей создание взаимно компенсирующих указанных составляющих аэродинамических сил, и соответственно их вылет в разные стороны от предполагаемой траектории движения объекта испытаний.

Конструкция устройства поясняется следующей графической информацией (отдельные конструктивные элементы на иллюстрациях не показаны для упрощения изображений):

На фиг. 1 схематично представлен вид сбоку ракетной каретки с устройством для крепления и отстыковки объекта испытаний.

На фиг. 2 - вид справа фиг. 1, включающий элементы расчетной схемы силового взаимодействия объекта испытаний с устройством.

На фиг. 3 - расчетная схема для определения предварительного усилия установки фиксирующего элемента.

На фиг. 4 и 5 - схематично представлены варианты исполнения фиксирующего клина из двух свободно соприкасающихся элементов аэродинамического профиля (сечение А-А фиг. 3).

Стрелками с обозначением « V» на иллюстрациях показано направление движения каретки с объектом испытаний, с обозначением «а» - направление действия отрицательного ускорения при торможении и последующей отстыковки от нее объекта испытаний, с обозначением «F» с индексацией - различных усилий, «ƒ» - также с индексацией, коэффициентов трения

Устройство для крепления и отстыковки объекта испытаний от каретки ракетного трека (фиг. 1) содержит размещенные на несущей конструкции каретки 1 и предназначенные для ориентированного размещения объекта испытаний ложемент 2, охватывающий его кольцевой элемент 3, а также, взаимодействующий с кольцевым, фиксирующий элемент 4.

Кольцевой элемент 3 в месте расположения фиксирующего элемента 4 выполнен с пазом 5, имеющим переменное по длине П-образное сечение, с двумя поверхностями параллельными геометрической оси кольцевого элемента, и третьей - наклонной относительно этой же оси, а фиксирующий элемент 4 выполнен в виде клина. Конфигурация поверхности паза, наклонной относительно геометрической оси кольцевого элемента отображена на фиг. 1, 3, а поверхностей параллельных этой же оси, при установленном фиксирующем клине, - на фиг. 2. (Отдельные обозначения указанных поверхностей паза на иллюстрациях не приведены, т.к. пазы являются известными конструктивными элементами деталей машин).

Несущая конструкция каретки 1 опорными башмаками 6 установлена на рельсовые направляющие 7. В движение каретка приводится толкающими двигателями 8. Испытываемый объект 9 размещен на ложементе 2 и зафиксирован внутри кольцевого элемента 3 посредством клинового элемента 4 (далее по тексту - клин).

После установки на ложемент 2 и фиксации внутри кольцевого элемента 3 клином 4 объект испытаний (Фиг. 2) в процессе разгона каретки до заданной скорости подвергается воздействию силы тяжести M⋅g, силы воздействия клина F_Кл-О , а также опорных реакций со стороны ложемента F_Л.

Из условия равновесия действия указанных сил по вертикали следует,

что

где β - угол расположения отдельной опорной поверхности ложемента.

От продольного перемещения в направлении движения каретки испытываемый объект 9 удерживается совокупностью сил трения - по поверхностям ложемента 2:

где ƒ_О-Л - коэффициент трения между поверхностью испытываемого объекта и опорной поверхностью ложемента.

А также, с учетом того, что при начале расстыковки фиксирующий элемент (клин) должен перемещаться совместно с объектом - горизонтальной составляющей силы трения между клином 4 и верхней поверхностью паза 5 в кольцевом элементе 3 (Фиг. 3):

где F_Кл-К - нормальная составляющая к верхней поверхности паза от распорного усилия клина, Н;

ƒ_Кл-К - коэффициент трения между наклонной поверхностью клина и верхней поверхностью паза;

α - угол клина (градус), определяемый из условия ƒ_Кл-К≤tgα.

При достижении кареткой заданной скорости V и последующем торможении с применением известных способов (тормозными башмаками, гидроторможением) с заданной величиной отрицательного ускорения а, объект испытаний подвергается воздействию силы инерции М⋅а, направленной по направлению движения.

Таким образом, для отстыковки объекта испытаний от каретки-носителя в момент торможения с заданным ускорением необходимо выполнение условия:

или с учетом зависимости (2):

При установке испытываемого объекта 9 на ложемент 2 каретки необходимо обеспечить фиксацию его клином 4 с некоторым предварительным горизонтальным усилием установки F_У.

Однако, под действием разгонного ускорения а_р на клин в горизонтальном направлении действует сила инерции F_И:

где m - масса клина, м/с².

В то же время в процессе разгона каретки до заданной величины скорости V на клин действует еще и дополнительная аэродинамическая сила F_BH (воздушный напор), максимальная величина которой составит:

где С_Х - коэффициент аэродинамического сопротивления;

S_Кл площадь миделевого сечения клина, м²;

ρ - плотность воздуха при текущих метеоусловиях, кг/м³.

Таким образом при приобретении кареткой с испытываемым объектом заданной скорости V перед началом торможения результирующая горизонтальная сила, действующая на клин, будет определяться как:

Приняв во внимание в соответствии со схемой Фиг. 3, что величины ранее обозначенных силовых факторов могут быть определены как:

Зависимость (5) может быть преобразована к виду:

Откуда величина результирующей горизонтальной силы, действующей на клин в момент расстыковки определится как:

Используя полученное выражение (12) с учетом (8) можно определить величину предварительного горизонтального усилия установки клина F_У:

Зависимость (12) с учетом (1) и (9) также позволяет определить действующую на объект силу со стороны клина F_Кл-О, а также опорные реакции со стороны ложемента F_Л, что в свою очередь даст возможность рассчитать площади взаимодействующих поверхностей исходя из условий соблюдения целостности оболочки испытываемого объекта.

Фиг. 4 иллюстрирует вариант расположения свободно (или с минимальным зазором) соприкасающихся плосковыпуклых, а фиг. 5 - двуклиновых (клиновидных) аэродинамических профилей (сечение А-А фиг. 3), обеспечивающих их вылет в разные стороны от предполагаемой траектории движения объекта испытаний после расстыковки.

Работа устройства осуществляется следующим образом.

Каретка-носитель с несущей конструкцией 1 опорными башмаками 6 устанавливается на рельсовые направляющие 7 ракетного трека, и на нее монтируют толкающие двигатели 8. Объект испытаний 9 укладывают с необходимой ориентацией на ложемент 2 внутрь охватывающего кольцевого элемента 3, после чего он закрепляется установкой с предварительно рассчитанным усилием фиксирующего элемента (клина) 4, взаимодействующего своими поверхностями одновременно с испытываемым объектом 9 и наклонной в радиальном направлении поверхностью паза 5 кольцевого элемента 3.

Под действием толкающих двигателей 8 с опорой башмаками 9 на рельсовые направляющие 7 металлоконструкция каретки 1 совместно с размещенным на ложементе 2 внутри охватывающего кольцевого элемента 3 и закрепленным фиксирующим клином 4 объектом испытаний 9 разгоняется по направляющим трека до заданной скорости V, после чего осуществляется ее торможение с ускорением а.

Испытываемый объект 9 под воздействием обусловленной тормозным ускорением силы инерции начинает перемещаться, преодолевая силы трения его поверхности с ложементом 2 и, совместно с клином 4, с верхней наклонной поверхностью паза 5 кольцевого элемента 3. Клин при этом выходит из контакта с наклонной поверхностью паза, силовые взаимодействия объекта с фиксирующим клином, и клина с пазом прекращаются, начинается самостоятельное движение по инерции с отстыковкой объекта от каретки.

Если клин выполнен из двух свободно соприкасающихся по короткой стороне или установленных с минимальным зазором элементов с поперечным сечением в форме аэродинамического профиля, то под действием набегающего воздушного потока эти элементы «разъединяются» друг от друга, и за счет проявления аэродинамических сил разлетаются в стороны от траектории движения объекта испытаний после его отстыковки от каретки.

В случае использования для фиксации объекта испытаний на каретке нескольких отдельных разнесенных (несоприкасающихся) клиновых элементов, при соответствующей исходной ориентации аэродинамических профилей, их разлет осуществляется по аналогичному механизму.

Таким образом предложенная конструкция устройства для крепления и отстыковки объекта испытаний от каретки ракетного трека:

- является более простой по сравнению с решением-прототипом;

- обеспечивает целостность оболочки испытываемого объекта посредством простого определения расчетным путем площадей конструктивных элементов, осуществляющих на нее силовое воздействие;

- обеспечивает надежную отстыковку объекта от каретки при заданных условиях отрицательного ускорения;

- гарантированное недостижение фиксирующими элементами зоны действия испытываемого объекта;

- одновременное снижение стоимости изготовления, вследствие упрощения конструкции.

Источники информации, принятые во внимание при оформлении заявки

1) Патент РФ №85650, G01M 19/00, Стенд для динамических испытаний гиперзвуковых летательных аппаратов, 2009 г.

2) Патент РФ №60197, F41F 7/00, Выбрасывающее устройство, 2007 г.

3) Патент US 5291820 А, F41F 3/06, Inertial restraint mechanism for rail-mounted missiles, 1994 г.

4) Патент KR 101483256 B1, F41F 3/052, Projectile quick lock and separation device, 2014 г. - прототип.

1. Устройство для крепления и отстыковки объекта испытаний от каретки ракетного трека, содержащее размещенные на несущей конструкции каретки и предназначенные для ориентированного размещения объекта испытаний ложемент и охватывающий его кольцевой элемент, а также взаимодействующий с кольцевым фиксирующий элемент, отличающееся тем, что кольцевой элемент в месте расположения фиксирующего элемента выполнен с пазом переменного по длине П-образного сечения, с двумя поверхностями параллельными геометрической оси кольцевого элемента, и третьей - наклонной относительно этой же оси, а фиксирующий элемент выполнен в виде клина, при этом коэффициент трения между поверхностями клина и оболочки объекта испытаний больше коэффициентов трения между поверхностью объекта испытаний и опорной поверхностью/поверхностями ложемента, а также коэффициента трения между наклонной поверхностью клина и наклонной поверхностью паза кольцевого элемента.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что клин выполнен из двух соприкасающихся элементов, имеющих в поперечном сечении форму аэродинамического профиля.