Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет космического назначения



Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет космического назначения
Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет космического назначения
Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет космического назначения
Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет космического назначения
Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет космического назначения

 


Владельцы патента RU 2401408:

Открытое акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева" (RU)

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования баллистических ракет из самолета. Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет содержит установленный на грузовом полу самолета-носителя транспортно-пусковой контейнер (ТПК) с днищем и открытым торцом, ориентированным в хвост самолета. Для выталкивания ракеты из транспортно-пускового контейнера на его днище установлено энергетическое устройство. Направление ракеты при движении осуществляется опорно-ведущими поясами, закрепленными на ее корпусе. ТПК контейнер снабжен двумя ложементными опорами с боковыми горизонтальными платформами. Каждая из платформ шарнирно соединена с двумя парами кареток, установленных на рельсовые направляющие, закрепленные на грузовом полу самолета-носителя. Часть рельсовых направляющих выполнена облегченной и съемной. Направляющие под каретками закреплены стационарно на грузовом полу самолета-носителя и имеют силовые боковые стенки, на которых смонтированы устройства фиксации кареток в продольном и поперечных направлениях. Снижаются влияние деформаций грузового пола на ракету и уровень нагружения корпуса при десантировании. 2 з.п ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к авиокосмической технике и может быть использовано для десантирования из самолета баллистических ракет преимущественно космического назначения.

Известно устройство по патенту США № 5279199, МПК F41F 3/06, В64D 1/04, опубликованному 18.01.1994 г., фирмы Хьюс Эйркрафт Компани для запуска (выталкивания) ракеты против направления полета самолета, содержащее пусковую трубу, в которой устанавливается ракета, и выталкивающее ракету устройство в виде пневматической подушки с устройством ее наддува.

Недостатком такого конструктивного исполнения устройства являются значительные поперечные нагрузки (реакции), действующие на корпус ракеты при десантировании из контейнера (пусковой трубы), когда часть опорно-ведущих поясов, установленных на ракете, уже покинула контейнер, а на оставшихся в контейнере опорно-ведущих поясах сосредоточены все инерционные силы, действующие на ракету при десантировании ее из контейнера.

Известно также устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов (патент № 2175932, В64D 1/04, F41F 3/06, В64G 1/00) с приоритетом от 07.02.2001 г., содержащее десантный контейнер с открытым торцом, устройство пневматического выталкивания груза из контейнера через открытый торец, источник высокого давления. Десантируемый груз размещен внутри контейнера на установочных элементах, расположенных, например, в двух поясах десантируемого груза. Причем один из установочных элементов выполнен в виде тарированной опоры, при этом величины настроек максимальных усилий и допустимые поперечные перемещения этих опор выбраны из условия сохранения гарантированного зазора между десантным контейнером и десантируемым грузом при эвакуации его из контейнера. Для снижения динамического нагружения десантируемого груза тарированные опоры снабжены демпферами, а контейнер закреплен на грузовом полу самолета-носителя более чем в двух сечениях по его длине.

Недостатки данного устройства заключаются в том, что конструкция контейнера, имеющая более двух опор крепления на грузовом полу самолета-носителя, являясь статически неопределимой, при деформациях самолета в полете до десантирования деформируется и нагружает контейнер и ракету дополнительными поперечными нагрузками (реакциями опор, перерезывающими силами и изгибающими моментами). При этом нагрузки на ракету и контейнер за счет деформаций грузового пола самолета-носителя в 2÷3 раза больше, чем от действия полетных инерционных перегрузок. К недостаткам указанного выше устройства можно также отнести отсутствие герметизации внутренней полости контейнера от внешней среды, снижающей надежность сохранности работоспособности десантируемого груза (космического аппарата) и его срок службы.

Несмотря на указанные недостатки, устройство по патенту № 2175932 может быть принято в качестве прототипа, как наиболее близкое по технической сущности.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является устранение приведенных выше недостатков и создание самолетной пусковой установки, обеспечивающей уменьшение влияния деформаций грузового пола самолета-носителя на ракету в полете и при десантировании, снижение уровня нагружения корпуса ракеты при десантировании в момент схода из транспортно-пускового контейнера (ТПК) опорно-ведущих поясов, а также герметизацию внутренней полости ТПК.

Решение поставленной технической задачи, согласно прилагаемому изобретению, достигается тем, что ТПК снабжен двумя ложементными опорами с боковыми горизонтальными платформами, каждая из которых шарнирно соединена с двумя парами кареток, установленных на рельсовые направляющие, закрепленные на грузовом полу самолета-носителя и предназначенных для перемещения ТПК с ракетой при его погрузке (выгрузке) в грузовую кабину самолета-носителя, при этом для снижения массы пусковой установки часть рельсовых направляющих выполнена облегченной и съемной, которая демонтируется после загрузки ракеты в грузовую кабину самолета-носителя. При этом направляющие под каретками закреплены стационарно на грузовом полу самолета-носителя и имеют боковые стенки, на которых смонтированы устройства для фиксации кареток в продольном и поперечном направлениях. Закрепление ТПК в двух сечениях по его длине делает данную конструкцию статически определимой и, таким образом, деформация и нагружение ТПК и ракеты становятся независимыми от деформаций самолета, а максимальные величины нагрузок в полетных случаях нагружения уменьшаются в 2÷3 раза. Однако для получения необходимой величины снижения нагрузок на ракету и ТПК, опоры ТПК необходимо располагать в оптимальных по длине ТПК сечениях и при этом со стороны открытого торца ТПК образуется консоль длиной 30÷40% от общей его длины. При десантировании ракеты, из-за передвижения реакций опор ракеты к открытому торцу ТПК, его консольная часть упруго деформируется в поперечном направлении, а при сходе каждой из опор ракеты с опорной поверхности ТПК за счет упругих сил консоль совершает возвратное движение, и возникают упругие колебания ТПК и ракеты. Эти колебания ухудшают условия безударного выхода ракеты из ТПК и увеличивают нагрузки на ТПК и ракету при десантировании.

Для обеспечения наименьшего уровня нагружения корпуса и улучшения условий обеспечения безударности выхода ракеты при десантировании ТПК снабжен двумя наружными боковыми выдвижными опорами, расположенными в зоне открытого торца ТПК, которые взаимодействуют с грузовым полом самолета-носителя только в момент пуска ракеты, исключая поперечные перемещения консольной части ТПК относительно самолета. Для обеспечения микроклимата внутри ТПК на его открытый торец установлена герметизирующая мембрана, разрушаемая ходом ракеты при пуске.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид самолетной пусковой установки, на фиг.2 показана выноска Г с ложементной опорой, на фиг.3 дан вид сверху по стрелке А, на фиг.4 показано сечение Б-Б по ложементным опорам с каретками, на фиг.5 дано сечение В-В по выдвижным опорам.

Самолетная авиационная пусковая установка для пуска баллистических ракет содержит установленный на грузовом полу 1 самолета-носителя 2 ТПК 3 с днищем 4 и передним торцом 5, ориентированным в хвост самолета. Для выталкивания ракеты 6 из ТПК 3 на его днище 4 установлено энергетическое устройство 7, при этом направление движения ракеты 6 в ТПК 3 обеспечивается опорно-ведущими поясами 8, закрепленными на ее корпусе и взаимодействующими с внутренней поверхностью ТПК 3 при погрузке и десантировании. Удержание ракеты 6 в ТПК 3 от продольных перемещений осуществляется устройством удержания 9 (пироболтами или разрывными болтами). Расстыковка электропневмогидравлических связей 10 ТПК 3 от ракеты 6 обеспечивается устройством их отделения 11. ТПК 3 имеет две ложементные опоры 12 с боковыми горизонтальными платформами 13, каждая из которых шарнирно соединена с двумя парами кареток 14, установленных на рельсовые направляющие 15, закрепленные на грузовом полу 1 самолета-носителя 2, при этом часть рельсовых направляющих 16 выполнена облегченной и съемной, а направляющие 15 под каретками 14 закреплены стационарно стяжками 17 и имеют силовые боковые стенки 18, на которых смонтированы устройства фиксации 19 кареток 14 в продольном и поперечных направлениях, при этом одна из ложементных опор 12 не имеет фиксации в продольном направлении. ТПК 3 снабжен двумя боковыми выдвижными опорами 20, расположенными в зоне открытого торца 5 ТПК 3, и герметизирующей мембраной 21, установленной на открытом торце 5 ТПК 3, разрушаемой ходом ракеты 6 при пуске.

Самолетная пусковая установка работает следующим образом. Перед погрузкой ТПК 3 с ракетой 6 в грузовую кабину самолета-носителя 2 на грузовой пол 1 монтируют облегченные съемные направляющие 16. После чего ТПК 3 с ракетой 6 загружают, например, через передний грузовой люк самолета-носителя 2 при помощи загрузочного устройства, перемещающего ТПК 3 до размещения кареток 14 в направляющих 15, 16 и фиксируют его от продольных и поперечных перемещений устройствами 19, смонтированными на силовых боковых стенках 18 направляющих 15. Перед заправкой ракеты 6 компонентами топлива съемные направляющие 16 демонтируются, снижая тем самым полетный вес пусковой установки.

Пуск ракеты 6 осуществляется по команде, подаваемой на пиропатрон запуска энергетического устройства 7, например парогазогенератора (ПГГ). Под действием поршневой силы, создаваемой давлением газов ПГГ 7, разрушается устройство удержания 9 ракеты 6 в ТПК 3 и ракета 6 движется в ТПК 3 на опорно-ведущих поясах 8, закрепленных на корпусе ракеты 6. Одновременно подается команда на боковые выдвижные опоры 20, которые выдвигаясь до упора в грузовой пол 1 самолета-носителя 2, создают дополнительную опору, обеспечивая тем самым наименьшие нагрузки при десантировании и безударный выход ракеты 6 из ТПК 3.

Расстыковка электропневмосвязей 10 и разрушение мембраны 21 осуществляется ходом ракеты 6.

Предложенное изобретение позволяет:

- уменьшить влияние деформаций грузового пола самолета-носителя на ракету в полете и при десантировании за счет закрепления ТПК на грузовом полу самолета в двух сечениях, что делает конструкцию статически определимой и независимой от деформаций самолета;

- снизить уровень нагружения корпуса ракеты при десантировании в момент схода опорно-ведущих поясов из ТПК за счет введения в конструкцию ТПК двух наружных боковых выдвижных опор, выдвигаемых при пуске до упора в грузовой пол самолета;

- обеспечить герметизацию внутренней полости ТПК.

1. Самолетная пусковая установка для пуска баллистических ракет космического назначения, включающая установленный на грузовом полу самолета-носителя транспортно-пусковой контейнер с днищем и открытым торцом, ориентированным в хвост самолета, энергетическое устройство выталкивания ракеты из транспортно-пускового контейнера, опорно-ведущие пояса, закрепленные на ракете, устройство удержания ракеты в контейнере, устройство отделения электропневмогидравлических связей контейнера от ракеты, отличающаяся тем, что транспортно-пусковой контейнер снабжен двумя ложементными опорами с боковыми горизонтальными платформами, каждая из которых шарнирно соединена с двумя парами кареток, установленных на рельсовые направляющие, закрепленные на грузовом полу самолета-носителя, часть которых выполнена облегченной и съемной, при этом под каретками рельсовые направляющие на грузовом полу самолета-носителя закреплены стационарно и имеют силовые боковые стенки, на которых смонтированы устройства для фиксации кареток в продольном и поперечном направлениях.

2. Самолетная пусковая установка по п.1, отличающаяся тем, что транспортно-пусковой контейнер снабжен двумя боковыми выдвижными опорами, расположенными в зоне открытого торца контейнера, которые взаимодействуют с грузовым полом самолета-носителя только в момент пуска ракеты.

3. Самолетная пусковая установка по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена герметизирующей мембраной, установленной на открытом торце транспортно-пускового контейнера и разрушаемой при пуске ракеты.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к способам воздушного старта баллистических ракет, выводящих на орбиту полезные грузы. .

Изобретение относится к системам управления подготовкой и применением авиационных средств поражения (АСП). .

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к старту ракет с воздушных носителей. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при старте ракет, преимущественно баллистических с жидкостными маршевыми двигателями, с целью выведения полезного груза на орбиту.

Изобретение относится к области вооружения. .

Изобретение относится к авиационным пусковым устройствам (АПУ). .

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в системах подвески ракет и их принудительного отделения от летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в системах подвески ракет и их пуска с самолета-носителя. .

Изобретение относится к авиационному оборудованию и предназначено для использования на боевых летательных аппаратах. .

Изобретение относится к области авиационной техники, главным образом к авиационному вооружению, а именно к пусковым устройствам ракет, устанавливаемым на внешней подвеске летательного аппарата.

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, используемых на летательном аппарате

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при пусках с самолета ракет различного назначения (космических, межконтинентальных, геофизических)

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, а также существующих (инфракрасных, дипольно-отражательных) и перспективных пассивных помех в виде помеховых патронов из кассетных стационарных и подвесных держателей, расположенных на летательном аппарате

Линемёт // 2481231
Изобретение относится к спасательным средствам на воде, а именно к линеметательным устройствам

Изобретение относится к корабельным загрузочным устройствам и может быть использовано для загрузки транспортно-пускового контейнера (ТПК) в многоместную шахтную пусковую установку (ПУ) корабля. Комплект устройств загрузки ТПК в многоместную шахтную ПУ вертикального пуска содержит опорный узел с опорным штырем, балку загрузочную с направляющими элементами, предохранительным и подающим устройствами и устройствами фиксации, каретку с предохранительным устройством клинового типа. ТПК закрепляют на каретке балки загрузочной, перемещают универсальным грузоподъемным краном к ПУ, устанавливают балку загрузочную на опорный узел на палубе корабля, опускают краном ТПК в ПУ, окончательно вручную опускают ТПК на опорный узел ПУ. Изобретение позволяет снизить уровень перегрузок на ТПК при погрузке на корабль, унифицировать устройства под различные длины ТПК, повысить надежность и безотказность эксплуатации. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для контроля параметров схода АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку с двумя хомутами и подъемным механизмом, гибкую тягу, обводные ролики. Хомуты свободно охватывают подвесное устройство и корпус АР. Гибкая тяга соединяет хвостовую часть АР через обводные ролики и датчик силы со штоком ГЦ. Изобретение позволяет снизить габаритные размеры стенда. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для многократной имитации пуска АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для габаритно-массового макета АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку со стопорным механизмом и опорно-поворотным механизмом, выполненным в виде шарнирно установленных на основании каретки двух вертикальных стоек. Одна из вертикальных стоек содержит передний рычаг с роликом, контактирующим со средней зоной основания станины. Изобретение позволяет повысить автоматизацию испытаний стенда. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к оборудованию летательных аппаратов. В первом варианте способ сброса полезной нагрузки заключается в установке вдоль фюзеляжа транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки и направляющими с образованием пневмокамеры в передней части полости, в которую подают струи газа из источника высокого давления, а после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа. Расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа обеспечивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера. Во втором варианте способа вторая струя газа подается из дополнительного источника высокого давления. Группа изобретений направлена на уменьшение времени сброса полезной нагрузки без увеличения массы контейнера и максимального значения продольной перегрузки. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационного вооружения. В корпусе пусковой установки с силовым набором, узлом подвески к летательному аппарату и электросистемой для подачи пусковых импульсов в торцевые диски установлены пусковые трубы для ракет. Над пусковыми трубами установлен защитный дефлектор, который соединен с промежуточным обтекателем. Промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса. На поверхностях дефлектора и пусковых труб выполнена сквозная перфорация. Изобретение направлено на снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из пусковой установки вертолета, вызывающего неустойчивость работы двигателя вертолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационного вооружения и касается многоствольных пусковых установок (ПУ) для размещения в них и пуска авиационных ракет с летательного аппарата (ЛА). ПУ представляет собой блочно-модульную конструкцию, включающую узлы подвески к ЛА, электросистему для подачи пусковых импульсов и автономные легкосъемные модульные блоки. Модульные блоки выполнены с возможностью модульного наращивания. Каждый из модульных блоков содержит корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, затвор для их удержания, электросхему для передачи пусковых импульсов с легкоразъемными электрическими соединителями и средства позицирования и фиксации модульных блоков между собой. Достигается быстрая компоновка блочно-модульной конструкции многоствольной ПУ. 2 з.п. ф-лы, 2 табл., 2 табл., 4 ил.
Наверх