Мобильная ракетная пусковая установка и способ запуска ракеты

Изобретение относится к системе мобильной ракетной пусковой установки, способу удержания ракеты, способу предотвращения линейного перемещения ракеты и способу запуска ракеты. Система мобильной ракетной пусковой установки содержит автомобиль (14) с шасси, приспособленный для перевозки пусковой установки; установочную раму (16), представляющую собой раскосно-ферменную конструкцию, установленную на шасси автомобиля; несколько механизмов скольжения, установленных в задней секции установочной рамы (16); несколько контейнеров (43) с заключенными в них ракетами (11), установленных на балочной конструкции (22); несколько контейнеров (42), которые заключают в себе указанные контейнеры (43) и которые связаны с седловидными ложементами (32, 34) для осуществления линейного перемещения; несколько стартовых опор (27), примыкающих к задним торцам контейнеров (43) и выполненных с возможностью линейного перемещения для передачи реактивных сил от ракет (11) на землю. Обеспечивается мобильность стартового комплекса, быстрота его развертывания, уменьшается опасность обнаружения комплекса. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 25 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к пусковой установке, а точнее к системе мобильной ракетной пусковой установки.

Уровень техники

Наземные ракетные пусковые установки представляют собой механизмы запуска и платформы на стационарных стартовых позициях, откуда производится пуск ракет. Для этого ракеты необходимо доставить со склада или из шахты на стартовую позицию и эффективно подготовить перед развертыванием.

В условиях ведения современной войны с усиленным наблюдением со стороны противника, противник может легко опередить конфигурацию таких стационарных стартовых позиций, установить их местоположение и произвести прицеливание, и таким образом сломать важный аспект наступления. Отсутствие мобильности является одним из крупнейших недостатков таких систем.

К тому же транспортировка ракет из шахты на стартовую позицию увеличивает их уязвимость для противника и дает противнику шанс уничтожить ракеты в дороге. Уничтожение ракет во время транспортировки делает пусковую платформу бесполезной, и наносит большой урон силам обороны.

По мере развития техники, при усилении роли средств наблюдения, разведки и поиска целей, а также наступательных и оборонительных систем, современные способы ведения войны получили развитие, и перешли от статических, открытых боевых действий к динамическим, скрытным, партизанским способам, основная идея которых заключается в том, чтобы противник получал минимум возможной информации об оперативной или стартовой позиции. Из таких требований вытекает потребность в транспортных средствах или мобильных установках, некоторые из которых можно контролировать даже дистанционно.

Обычно, боевая бронированная машина представляет собой наземное транспортное средство, специально построенное и приспособленное для целей ведения боевых действий. Такая машина защищена броней и оснащена оружием для действий в боевых условиях.

Боевые бронированные машины, известные также, как военные наземные транспортные средства, в типичном случае представляют собой семейство тяжелогрузных автомобилей и танков, пригодных для использования в условиях боевых действий, и приспособленных для легкого передвижения по различному рельефу - от твердого бетона и битума, песка и полутвердого грунта до болотистых и топких участков.

Однако их нельзя использовать для развертывания и запуска ракет большой дальности.

В патенте США 5094140 раскрыта ракетная пусковая установка, которая включает в себя стационарную платформу и дополнительные узлы для поддержки ракеты и ее запуска. Однако стационарные пусковые установки имеют свои недостатки, о чем говорилось выше.

Менее мощные ракетные системы могут быть легко установлены на такие транспортные средства для работы по целям небольшого удаления. Боевые наземные транспортные средства с пусковыми ракетными установками раскрыты в патентах США 5461961 и 6584881.

В патенте США 6742433 раскрыта пусковая платформа (на автомобиле), которая включает в себя несущую конструкцию и ряд рельсов, установленных на несущей конструкции для поддержания ракет. Данный комплекс не пригоден для тяжелых ракет дальнего действия, запуск которых не может производиться под углом, и которые требуют устойчивой опоры на грунт для демпфирования действия реактивной струи, которое развивается при пуске ракеты.

В патенте США 3981224 раскрыта передвижная пусковая установка, перевозимая в кузове-платформе мобильного транспортного средства, которое имеет двойное назначение - средства перевозки ракет и средства предстартового позиционирования своей полезной нагрузки, т.е. комплекса ракет. Хотя в данном патенте средства поворота и описаны, рассматриваемые средства поворота производят подъем ракет только до определенного угла. Как и в случае с патентом США 6742433, патент США 3981224 также не пригоден для тяжелых ракет дальнего действия с тяжелой боевой частью, поскольку им необходимо твердое основание для гашения реактивной струи, развивающейся при запуске.

Таким образом, существует необходимость в усовершенствовании транспортных средств перевозки ракет, чтобы производить их развертывание с такого транспортного средства, придать сухопутную мобильность, чтобы улучшить охват территории в зонах военных действий. Также есть необходимость в быстром повороте пусковой установки, что даст военным возможность действовать еще быстрее, не подвергая риску свое передвижение по земле, и, тем самым, уменьшая опасность быть обнаруженными.

Раскрытие изобретения

Основной задачей изобретения является создание мобильной ракетной системы, предназначенной для транспортировки ракет и запуска ракет с самой мобильной системы.

Другая задача изобретения состоит в создании мобильной ракетной системы со средствами быстрого привода и поворота для подготовки ракет к запуску с самой мобильной системы.

Еще одной задачей изобретения является создание мобильной ракетной системы с удобными и производительными средствами взаимодействия для развертывания ракет.

Другая задача изобретения состоит в создании мобильной ракетной системы, обладающей возможностью точного развертывания ракет.

Еще одной задачей изобретения является создание быстроходной и маневренной мобильной ракетной системы.

Дополнительная задача изобретения заключается в создании мобильной ракетной системы, не требующей внешнего источника энергоснабжения, ни для ее передвижения, ни для осуществления функции развертывания ракет.

В соответствии с указанными задачами, в настоящем изобретении предлагается система мобильной ракетной пусковой установки, содержащая: транспортное средство - автомобиль с шасси, приспособленный для перевозки пусковой установки; установочную раму, содержащую специальную раскосно-ферменную конструкцию, монтируемую на указанной конструкции шасси; несколько механизмов скольжения, которые смонтированы на задней секции установочной рамы, и входят в состав балочной конструкции, которая содержит несколько направляющих с салазками на одной своей стороне и шарнирно прикреплена к установочной раме другой своей стороной, при этом на указанной балочной конструкции установлен ряд седловидных ложементов, выполненных с возможностью линейного перемещения на направляющих с салазками; трубу, которая с одной стороны в области своего отверстия прикреплена к ложементу, и содержит торцевую крышку с другой стороны; исполнительный орган - гидроцилиндр, связанный с трубой через поршень и шток, и одной стороной шарнирно закрепленный на балочной конструкции, причем приведение в действие указанного поршня приводит шток в контакт с торцевой крышкой трубы, вызывая перемещение ложементов по указанным направляющим; несколько внутренних контейнеров с заключенными в них ракетами, которые установлены на балочной конструкции; несколько внешних контейнеров, в которые помещены внутренние контейнеры, и которые соединены с ложементами для осуществления линейного перемещения; несколько стартовых опор, примыкающих к заднему торцу внутренних контейнеров, и выполненных с возможностью линейного перемещения для передачи реактивных сил от ракет на грунт; средства (мачту) связи, расположенные в пределах пусковой установки для осуществления связи с удаленным пунктом; по меньшей мере один фиксирующий механизм и по меньшей мере один удерживающий механизм, установленные у переднего торца каждого внешнего контейнера для предотвращения линейного перемещения последнего при транспортировке в горизонтальном положении; в изобретении также предлагается способ надежного удержания ракеты, содержащий приведение в действие гидравлических цилиндров для приложения давления к обоймам и перемещения выступающих пальцев обойм и их введения в отверстия предусмотренного на ракете гребня с целью надежного удержания ракеты, причем указанный отцепляемый гребень установлен на ракете, на вершине ее нижней поверхности, и вставлен в скобу платформы, при этом указанный гребень содержит одно или более отверстий для размещения пальцев, установленных в элементе определенной формы, и по меньшей мере один выступающий элемент в центре, который вставлен в отверстие платформы; в изобретении также предлагается способ предотвращения линейного перемещения ракеты, содержащий активирование привода путем выпуска гидравлической жидкости, что в отсутствии гидравлической жидкости заставляет предварительно загруженные пружины воздействовать на тяги серьги, а поршень двигаться вперед в направлении серьги и выступающего стержня, и через выступающий стержень прикладывать усилие к узлу коромысла, которое, в виде точечной нагрузки, в верхней части узла качалки передается на нагружаемые элементы и выступ головного обтекателя ракеты с целью предотвращения линейного перемещения последней, причем узел коромысла имеет возможность вращения на кронштейне системы, и содержит приводной сегмент в своей нижней части, сегмент нагрузки в своей верхней части, а также сегмент качалки, расположенный между приводным сегментом и сегментом нагрузки. В изобретении также предлагается способ запуска ракеты, содержащий приведение в движение балочной конструкции при помощи гидроцилиндра с целью ее перевода из горизонтального в вертикальное положение, приведение в действие другого гидроцилиндра путем стравливания давления, при этом стравливание давления позволяет стартовой опоре войти в контакт с грунтом, и пуск ракеты при помощи выключателей управления, при этом реактивные силы, возникающие при запуске ракеты, передаются на грунт через стартовую опору.

Краткое описание чертежей

Варианты выполнения настоящего изобретения будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1-19 изображают соответствующую настоящему изобретению систему мобильной ракетной пусковой установки, начиная от разобранного состояния, и с поэтапной установкой на нее агрегатов;

фиг.21а-21с изображают систему поворота ракеты в соответствующей настоящему изобретению мобильной ракетной системе;

фиг.22 изображает боковую проекцию узла коромысла в состоянии контакта с ракетой; и

фиг.23 изображает боковую проекцию соответствующего настоящему изобретению узла удержания установленной на платформу ракеты в запертом состоянии.

Осуществление изобретения

Ссылочные позиционные обозначения:

2 - гребень

3 - скоба

4 - выступающий элемент

5 - отверстие

6 - отверстия в гребне

7 - отверстия

8 - гидравлический цилиндр

9 - шток цилиндра

10 - кабина

11 - ракета

12 - автомобильное шасси

13 - пальцы

14 - автомобиль

15 - подшипник определенной формы

16 - установочная рама

17 - обойма

17а - элемент определенной формы

18 - передняя секция установочной рамы

19 - задняя секция установочной рамы

20 - платформа для размещения удерживающего узла

22 - балочная конструкция

24 - гидроцилиндр привода балочной конструкции

26 - направляющие с салазками

27 - стартовая опора

28 - металлический блок

29 - поршень

30 - металлический рельс

31 - гидроцилиндр

32, 34 - ложементы

35 - труба

36 - аккумулятор

37 - шток

38 - агрегат теплового кондиционирования

39 - торцевая крышка

40 - гидравлический резервуар

42 - контейнер (внешний)

43 - контейнер (внутренний)

44 - передние опоры

46 - боковые стабилизирующие опоры

48 - система, содержащая гидравлический насос, мотор и вентилятор

50 - кабина управления оборудованием

51 - грунт

52 - отсек энергоснабжения

54 - система, содержащая генератор переменного тока и мотор

56 - мачта / средства связи

70 - платформа для установки узла коромысла

80 - нагружаемое гнездо

90 - головной обтекатель

90а - нагружаемый штырь

100 - система мобильной ракетной пусковой установки

101 - узел коромысла

101а - приводной сегмент

101b - сегмент качалки

101с - сегмент нагрузки

200 - привод

200а - пружины

200b - тяги

200с - задняя стенка

200d - серьга

200е - поршень

200f - выступ

200g - выступающий стержень

Настоящее изобретение относится к системе 100 мобильной ракетной пусковой установки, содержащей: транспортное средство - автомобиль 14, у которого имеется шасси 12, приспособленное для перевозки пусковой установки; установочную раму 16, представляющую собой раскосно-ферменную конструкцию, монтируемую на конструкции шасси 12; несколько механизмов скольжения, установленных на задней секции 19 установочной рамы 16, и состоящих из балочной конструкции 22, которая содержит несколько направляющих 26 скольжения на одной своей поверхности и которая шарнирно прикреплена к установочной раме 16 своей другой поверхностью, ряд седловидных ложементов 32, 34, установленных на балочной конструкции 22 и выполненных с возможностью скольжения на направляющих 26, трубу 35, которая с одной стороны в области своего отверстия прикреплена к ложементу 32, а с другой стороны содержит торцевую крышку 39, исполнительный привод 31, соединенный с трубой 35 через поршень 29 и шток 37, и шарнирно закрепленный одним концом на балочной конструкции 22, причем при работе поршня 29 его шток 37 находится в контакте с торцевой крышкой 39 трубы 35 для перемещения ложементов 32, 34 на направляющих 26; несколько контейнеров 43, установленных на указанной балочной конструкции 22, и несколько ракет 11, заключенных в контейнеры 43; несколько контейнеров 42, которые содержат в себе контейнеры 43 и соединены с ложементами 32, 34 для осуществления линейного перемещения; несколько стартовых опор 27, примыкающих к заднему торцу контейнеров 43 и выполненных с возможностью линейного перемещения для передачи сил реактивной струи указанных ракет 11 на грунт 51; средства 56 связи, размещенные с пусковой установке для связи с удаленным пунктом; и по меньшей мере один фиксирующий механизм и по меньшей мере один удерживающий механизм, установленные с передней стороны каждого контейнера 42 для предотвращения линейного перемещения контейнера 42 во время его транспортировки в горизонтальном положении.

Осуществление настоящего изобретения отличается тем, что раскосно-ферменная конструкция установочной рамы 16 выполнена в виде передней секции 18 и задней секции 19 для установки на них различных нагрузок.

При этом передняя секция 18 и задняя секция 19 выполнены с возможностью установки на них приводов поворота, секции управления пуском и отсека 52 энергоснабжения, а также выполнены с возможностью установки балочной конструкции 22 с приводами поворота.

Согласно другой отличительной особенности настоящего изобретения, указанная система оснащена агрегатом 38 теплового кондиционирования для регулирования температуры внутри контейнера 43. Система также оснащена несколькими аккумуляторами 36, соединенными с приводами, и выполненными с возможностью аккумулирования энергоносителя для осуществления поворота балочной конструкции 22.

Еще одной отличительной особенностью настоящего изобретения является то, что исполнительный привод 31 представляет собой гидравлический исполнительный механизм (гидроцилиндр), предназначенный для перемещения поршня 29.

Следующая особенность настоящего изобретения заключается в том, что удерживающий механизм контейнера 42 содержит платформу 20 определенной формы, включающую в себя по меньшей мере одну скобу 3, содержащую одно или более отверстий 7 и по меньшей мере одно отверстие 5 в центре; отцепляемый гребень 2, который соединен с ракетой 11 на вершине ее нижней поверхности, вставлен в скобу 3 платформы 20 и содержит одно или более отверстий 6 для размещения пальцев 13, предусмотренных на элементе 17а определенной формы, а также содержит по меньшей мере один выступающий элемент 4 в центре, при этом указанный выступающий элемент 4 вставлен в отверстие 5 платформы 20; несколько гидравлических цилиндров 8, содержащих шток 9, и установленных в определенных местах на платформе 20 с каждой стороны скобы 3; и несколько обойм 17, сопряженных с элементом 17а определенной формы; при этом шток 9 каждого гидравлического цилиндра 8 оснащен подшипником 15 определенной формы, как показано на фиг.23.

Кроме того, согласно настоящему изобретению шток 9 цилиндра, подшипники 15 и обойма 17, а также элемент 17а определенной формы образуют механизм сферического шарнира.

Также, согласно настоящему изобретению пальцы 13 выполнены с возможностью прохождения через отверстия 7 в скобе 3 для дальнейшего попадания в отверстия 6 гребня 2.

Настоящее изобретение также относится к способу надежного удержания ракеты 11, содержащему приведение в действие гидравлических цилиндров 8 с целью приложения давления к обоймам 17 для перемещения выступающих пальцев 13 обойм 17 и введения пальцев 13 в отверстия 6 гребня ракеты 11 с целью надежного удержания ракеты 11, при этом отцепляемый гребень 2, который соединен с ракетой 11 на вершине ее нижней поверхности, вставлен в скобу 3 платформы 20, и содержит одно или более отверстий 6 для размещения пальцев 13, предусмотренных на элементе 17а определенной формы, а также содержит по меньшей мере один выступающий элемент 4 в центре, причем указанный выступающий элемент 4 вставлен в отверстие 5 платформы 20.

Еще одной отличительной особенностью настоящего изобретения является фиксирующий механизм, предназначенный для предотвращения линейного перемещения ракеты 11, и содержащий узел 101 коромысла определенной формы, шарнирно закрепленный на кронштейне системы, при этом узел 101 коромысла содержит приводной сегмент 101 а на своей нижней стороне, сегмент 101с нагрузки на своей верхней стороне, а также сегмент 101b качалки, расположенный между приводным сегментом 101 а и сегментом 101с нагрузки; привод 200, соединенный с нижней стороной платформы 70 системы для приложения нагрузки к узлу 101 коромысла; и нагружаемые элементы, соединенные с рабочей верхней стороной узла 101 коромысла, и предназначенные для предотвращения линейного перемещения ракеты 11, как показано на фиг.22.

Согласно изобретению, узел 101 коромысла сужается в направлении от сегмента 101b качалки и идет к приводному сегменту 101а на нижней стороне, и к сегменту 101с нагрузки на верхней стороне.

Также, согласно изобретению, узел 101 коромысла имеет возможность совершать вращение вокруг расположенного в середине шарнира.

Указанный шарнир и кронштейн содержат сопряженные отверстия, которые при наложении совпадают друг с другом.

Скрепление шарнира производится путем введения в совпадающие отверстия штыря и постановки стопорного кольца.

Следующая особенность настоящего изобретения состоит в том, что привод 200 содержит набор предварительно загруженных пружин 200а и гидравлический исполнительный орган, у которого имеется поршень 200е с выступом 200f на стороне, обращенной к ведомому механизму.

Привод 200 содержит серьгу 200d с несколькими тягами 200b, сцентрированными с поршнем 200е.

Между тягами 200b серьги 200d и задней стенкой 200с привода 200 помещены пружины 200а.

В соответствии с изобретением поршень 200е расположен симметрично между пружинами 200а.

Пружины 200а предпочтительно являются тарельчатыми пружинами.

Согласно изобретению, нагружаемые элементы содержат гнездо 80 и штырь 90а, ось которого в горизонтальном направлении совпадает с выступом 90 головного обтекателя ракеты 11.

Настоящее изобретение также относится к способу предотвращения линейного перемещения ракеты 11, содержащему активирование привода 200 путем выпуска гидравлической жидкости, что заставляет предварительно загруженные пружины 200а при отсутствии гидравлической жидкости воздействовать на тяги 200b серьги 200d, а поршень 200е двигаться вперед в сторону серьги 200d и выступающего стержня 200g, при этом со стороны выступающего стержня 200g к узлу 101 коромысла прикладывается усилие, которое в виде точечной нагрузки передается на нагружаемые элементы и выступ 90 головного обтекателя ракеты 11 на верхнем участке узла 101 коромысла, чтобы предотвратить линейное перемещение ракеты 11, причем узел 101 коромысла имеет возможность вращения на кронштейне системы, и содержит приводной сегмент 101а с нижней стороны, сегмент 101с нагрузки на верхней стороне и сегмент 101b качалки, расположенный между приводным сегментом 101а и сегментом 101с нагрузки.

Согласно изобретению, приложение нагрузки к приводному сегменту 101а осуществляют путем выпуска жидкости из гидравлического исполнительного органа привода 200.

Выпуск жидкости заставляет предварительно загруженные пружины 200а оказывать давление для перемещения серьги 200d в переднем направлении.

Согласно изобретению, элементы нагрузки включают в себя гнездо 80 и штырь 90а для приложения точечной нагрузки к выступу 90 головного обтекателя.

Настоящее изобретение также относится к способу запуска ракеты 11, содержащему: приведение в движение балочной конструкции 22 приводом 24 для перевода последней из горизонтального в вертикальное положение; активирование гидроцилиндра 31 путем стравливания давления, причем указанное стравливание давления позволяет стартовой опоре 27 вступить в соприкосновение с грунтом; и запуск ракеты 11 с помощью выключателей управления, при этом реактивные силы, создаваемые при пуске ракеты, передаются на грунт 51 через стартовую опору 27.

Согласно изобретению, указанный способ содержит уборку поршня 29 в направлении вверх для освобождения стартовой опоры 27 от грунта 51 после запуска ракеты.

На фиг.1-20 показана соответствующая настоящему изобретению система 100 мобильной ракетной пусковой установки, начиная от разобранного состояния, и с поэтапной установкой на нее агрегатов. Мобильная система 100 для запуска ракет, согласно изобретению, содержит автомобиль 14, обычно большегрузный автомобиль с колесным шасси 12 (фиг.1) и кабиной 10 на колесах, приспособленной для управления маневрированием автомобиля 14, а также установочную раму/основание 16 (фиг.2), монтируемую на конструкции шасси 12 указанного автомобиля 14. Автомобиль соответствующим и адекватным образом модифицирован для перевозки нескольких ракет 11 в контейнерах 43, которые помимо этого помещены во внешние контейнеры 42 (фиг.11), а также приспособлен для крепления указанных ракет 11 в рабочем положении, готовых к точному и быстрому развертыванию. Установочная рама/основание 16, согласно изобретению, представляет собой типичную раскосно-ферменную конструкцию, и содержит две секции: заднюю секцию 19, которая несет на себе несколько ракет 11, и переднюю секцию 18, которая поддерживает кабину 50 управления оборудованием, предназначенную для подачи сигналов пуска и управления указанным ракетам 11, заключенным в собственные контейнеры, и находящихся во внешних контейнерах 42, а также поддерживает отсек 52 электроснабжения. Система и органы управления в кабине 50 управления оборудованием выполнены с возможностью проведения проверок функционального состояния электронных схем и компонентов на предмет безотказного функционирования системы 100 мобильной ракетной пусковой установки. Для поддержания нескольких контейнеров 42, содержащих ракеты 11, помещенные в свои собственные контейнеры, на задней секции 19 указанной установочной рамы/основания 16 установлена пусковая балочная конструкция 22 (фиг.3). Гидроцилиндр 24 поворота пусковой балки (фиг.4) установлен так, что при подаче гидравлического давления указанный гидроцилиндр 24 поворачивает пусковую балочную конструкцию 22 из нерабочего горизонтального положения в рабочее вертикальное положение - положение готовности к пуску. Пусковая балочная конструкция 22 содержит несколько механизмов скольжения - направляющих 26 линейного перемещения с салазками (фиг.5), закрепленных в ключевых местах пусковой балочной конструкции 22. Каждая направляющая 26 с салазками представляет собой комбинацию металлического блока 28 и металлического рельса 30, причем металлический блок 28 установлен на металлический рельс 30 с возможностью скольжения вдоль оси указанного рельса, то есть металлический блок 28 выполнен с возможностью скольжения вдоль длины металлического рельса 30. На направляющих 26 пусковой балочной конструкции 22 соответствующим образом установлены несколько седловидных ложементов (32 и 34) (фиг.6 и 7) - передние ложементы 32 и задние ложементы 34 - в качестве опор для контейнеров 42, внутри которых в своих собственных контейнерах находятся ракеты 11 (фиг.11). Ложемент имеет по существу U-образную форму, причем вертикальные участки ложемента захватывают контейнер 42. Контейнер 42 оснащен элементами, которые приварены к контейнеру 42 и выступают от него подобно ушам. Указанные элементы сцепляются с лапами ложемента 32, 34, при этом контейнер лежит в ложементе 32, 34. Указанные приваренные элементы фиксируются к лапам при помощи зажимных средств для фиксации контейнера 42 на ложементах 32, 34. Контейнер 43 выполнен из композитного материала. Ракету 11 устанавливают в контейнер 43 на заводе-изготовителе и герметически закрывают. Ракету, помещенную в указанный контейнер, вставляют внутрь контейнера 42 для крепления на пусковой балочной конструкции 22 системы 100 мобильной ракетной пусковой установки. Основная функция контейнера 42 - удержание контейнера 43 во время разворота из нерабочего горизонтального положения в рабочее вертикальное положение. На дне контейнера 42 установлена стартовая опора 27 (фиг.1, 2 и 22) для обеспечения устойчивой стартовой площадки, т.е. равномерной передачи нагрузки от помещенной в контейнер ракеты 11 на грунт 51 независимо от фактуры поверхности земли. С передней стороны пусковой балочной конструкции 22 на установочной раме/основании 16 расположен аккумулятор 36 (фиг.8) для осуществления быстрого поворота балочной конструкции. Агрегат 38 теплового кондиционирования (фиг.9) находится спереди от аккумулятора 36 на установочной раме/основании 16, и предназначен для хранения гидравлической жидкости, необходимой для работы исполнительного гидроцилиндра 24. Агрегат 38 теплового кондиционирования выполнен с возможностью поддержания температуры для ракеты в интервале от -2°C до +35°C с целью создания среды, оптимальной для запуска. Далее кпереди, на установочной раме/основании 16 расположен гидравлический резервуар 40 (фиг.10). Весь узел, включающий в себя пусковую балочную конструкцию 22, аккумулятор 36, агрегат 38 теплового кондиционирования и гидравлический резервуар 40, установлен сверху задней секции 19 установочной рамы/основания 16. На установочной раме/основании 16, с передней рабочей стороны контейнеров 42 предусмотрены передние опоры 44 (фиг.12), содержащие удерживающие и фиксирующие механизмы для удержания контейнеров 42 в их нерабочем состоянии и предотвращения нежелательного линейного перемещения контейнеров 42 в переднем направлении. В типичном случае на передней стороне контейнера 42 предусматриваются два отверстия, при этом удерживающий и фиксирующий механизм контейнера 42 обеспечивает введение пальцев в указанные отверстия и выведение пальцев из отверстий. Узел 101 коромысла, расположенный соосно с контейнером 42, и контактирующий с носовой частью контейнера 42 предотвращает линейное перемещение контейнера 42 во время транспортировки. В основании автомобиля 14 предусмотрены несколько боковых стабилизирующих опор 46 (фиг.13), чтобы обеспечить автомобилю 14 твердую опору во время стоянки и развертывания поворотного пускового механизма ракеты. Когда боковые стабилизирующие опоры 46 выдвигаются от колес автомобиля 14, происходит частичная передача нагрузки на указанные опоры. Передняя секция 18 установочной рамы/основания 16 поддерживает систему 48 (фиг.14) гидравлических насосов, мотора, вентилятора и т.п.а также кабину 50 управления оборудованием (фиг.15), которые вместе образуют отсек 52 энергоснабжения (фиг.16). Насос обычно представляет собой автономный насос с фильтром, обеспечивающий прием гидравлической жидкости и ее нагнетание для приведения в действие гидроцилиндра 24 (фиг.4) поворота пусковой балочной конструкции. Кабина 10 водителя выполнена с возможностью подачи питания для приведения в действие гидравлической системы (гидравлического насоса и гидроцилиндра 24 поворота пусковой балочной конструкции). В статическом состоянии, т.е. когда автомобиль 14 остановлен и мощность двигателя больше не используется для движения автомобиля 14, передача, обеспечивающая движение автомобиля, расцеплена, а двигатель обычно продолжает работать в нейтральном положении, при этом предусмотрено, чтобы часть мощности автомобильного двигателя использовалась для запуска ракет с автомобильной установки. В основании отсека 52 энергоснабжения расположена система 54 (фиг.17), содержащая генератор переменного тока и мотор в качестве альтернативного источника энергоснабжения. Мачта 56 связи (фиг.18) предусмотрена для обеспечения связи с удаленным пунктом управления, обычно с постом связи для точного позиционирования автомобиля 14, а также для распознавания и определения местоположения стартовой позиции, чтобы обеспечить точное развертывание ракет 11. Обычно для обеспечения энергетических потребностей главной инерциальной навигационной системы и систем освещения задействуют дизель-генератор на мощности 5 кВА. Для функционирования системы поворота ракет дизель генератор задействуют на мощности 40 кВА. Выработанная электрическая энергия через систему источников бесперебойного питания подается ко всему электронному оборудованию системы 100, т.е. к системе управления стартом, системе связи, системе управления пусковой установкой и т.п.

На фиг.21а, 21b и 21с изображена система поворота ракет соответствующей изобретению мобильной пусковой установки. Автомобиль 14, который используется для надежной транспортировки и запуска ракеты из контейнера 43, помещенного в контейнер 42, оснащен пусковой балочной конструкцией 22, содержащей направляющие 26 линейного перемещения (салазки). Ракеты 11 заключены в контейнеры 43, которые размещены в контейнерах 42. Контейнер 43 своим нижним рабочим концом выступает из контейнера 42. Контейнеры 42 установлены на пусковой балочной конструкции 22 посредством ложементов 32, 34. Таким образом, ракета 11 располагается по существу параллельно пусковой балочной конструкции 22. Имеются два типа ложементов: передний ложемент 32 и задний ложемент 34. Указанные ложементы 32 и 34 независимы друг от друга, т.е. они независимо контактируют с контейнером 42, но располагаются соосно на направляющих 26 линейного перемещения. Независимость ложементов 32, 34 учитывает дефекты изготовления контейнера 42. Расположение контейнера 42 и ложемента 32, 34 отрегулировано так, чтобы получить по существу горизонтальное положение контейнера в состоянии покоя или вертикальное оперативное положение. В своей верхней части контейнер 42 болтовым соединением прикреплен к контейнеру 43. Срезной штырь, расположенный по существу в верхней части, удерживает контейнер 43 внутри контейнера 42 в неподвижном состоянии. Пусковая балочная конструкция 22 выполнена с возможностью поворота из ее нерабочего горизонтального положения в рабочее вертикальное положение при помощи гидравлического цилиндра 24.

Пуск ракеты производится следующим образом:

Вначале, пусковую балочную конструкцию 22 переводят из нерабочего, горизонтального положения покоя в рабочее, вертикальное положение, т.е. в положение, показанное на фиг.21а. Обычно это действие занимает около 30 с. После того, как поворот будет закончен, поршень 29 гидроцилиндра медленно опускают, давая возможность контейнеру 42, контейнеру 43 и ракете 11 опуститься под действием силы тяжести. Это изображено на фиг.21b. Труба 35, содержащая шток 37, движется вниз вдоль направляющих 26 линейного перемещения, чтобы стартовая опора 27 встала на грунт 51. Далее начинается уборка поршня 29 гидроцилиндра 31 в направлении вниз, и движение до тех пор, пока поршень не достигнет дна цилиндра 31, в котором он находится, так что никакая нагрузка не действует на шток 37 и гнездо торцевой крышки 39. Это изображено на фиг.21с. Опускание контейнеров 42, 43 с ракетой занимает от 20 с до 30 с. Во время запуска ракеты на контейнер 43, контейнер 42 и трубу 35 действуют большие, направленные вниз силы, которые заставляют перечисленные элементы двигаться далее вниз по направляющим 26 линейного перемещения, пока стартовая опора 27 не начнет внедряться в грунт 51 (в случае, когда грунт 51 допускает такое внедрение). Это показано на фиг.21с. Обычно, максимальное внедрение в грунт составляет 600 мм. После завершения пуска поршень 29 убирают вверх и извлекают стартовую опору 27 из грунта 51. Возможная величина перемещения поршня 29 определяет дозволенную глубину проникновения стартовой опоры 27 / контейнера в грунт 51.

В типичном случае холодного пуска в работу вступает газогенератор. Он выбрасывает ракету 11 из контейнера 43, разрушая срезной штырь (используемый для крепления ракеты 11 к контейнеру). Обычно, скорость, которой достигает ракета при этой операции, составляет от 20 м/с до 50 м/с.

Далее в работу вступает стартовый двигатель малой тяги. Он обеспечивает выход ракеты 11 из контейнера 43 и контейнера 42 обычно на высоту 200-250 м над стартовой позицией. На этой высоте в действие вступают бортовые компьютеры, чтобы отклонить ракету 11 в направлении цели.

Затем включается двигатель высокой тяги, чтобы ракета прошла заданное расстояние и достигла цели.

Хотя в настоящем описании значительное внимание сосредоточено на конкретных элементах предпочтительного варианта осуществления, следует понимать, что в предпочтительный вариант осуществления могут быть внесены многочисленные изменения и проведены модификации в рамках принципов изобретения. Возможности тех или иных изменений предпочтительного варианта осуществления, а также возможность других вариантов осуществления изобретения будут очевидны для специалистов в данной области из приведенного описания, при этом вышеприведенное описание следует рассматривать, лишь как иллюстрацию изобретения, не носящую ограничительного характера.

1. Система (100) мобильной ракетной пусковой установки, содержащая:
i. транспортное средство (14), имеющее шасси (12) для перевозки пусковой установки;
ii. установочную раму (16), содержащую раскосно-ферменную конструкцию, монтируемую на шасси (12);
iii. механизмы скольжения, установленные на задней секции (19) установочной рамы (16) и содержащие балочную конструкцию (22), которая имеет направляющие (26) скольжения на одной своей поверхности и которая шарнирно прикреплена к установочной раме (16) своей другой поверхностью, ряд седловидных ложементов (32, 34), установленных на балочной конструкции (22) и выполненных с возможностью скольжения на направляющих (26), трубу (35), которая с одной стороны в области своего отверстия прикреплена к ложементу (32), а с другой стороны содержит торцевую крышку (39), исполнительный привод (31), соединенный с трубой (35) через поршень (29) и шток (37) и шарнирно закрепленный одним концом на балочной конструкции (22), причем в процессе работы поршня (29) его шток (37) находится в контакте с торцевой крышкой (39) трубы (35) для перемещения ложементов (32, 34) на направляющих (26);
iv. контейнеры (43), установленные на балочной конструкции (22), и ракеты (11), заключенные в контейнеры (43);
v. контейнеры (42), которые содержат в себе контейнеры (43) и соединены с ложементами (32, 34) для осуществления линейного перемещения;
vi. стартовые опоры (27), примыкающие к заднему торцу контейнеров (43) и выполненные с возможностью линейного перемещения для передачи сил реактивной струи ракет (11) на грунт (51);
vii. средства (56) связи, размещенные на пусковой установке для связи с удаленным пунктом; и
viii. по меньшей мере один фиксирующий механизм и по меньшей мере один удерживающий механизм, установленные с передней стороны каждого контейнера (42) для предотвращения линейного перемещения контейнера (42) во время его транспортировки в горизонтальном положении.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что раскосно-ферменная конструкция установочной рамы (16) выполнена в виде передней секции (18) и задней секции (19) для установки на них различных нагрузок; при этом передняя секция (18) и задняя секция (19) выполнены с возможностью установки на них исполнительных приводов (31) гидравлического привода поворота за счет перемещения поршня (29), секции управления пуском и отсека (52) энергоснабжения, причем задняя секция (19) выполнена с возможностью установки балочной конструкции (22) с приводами поворота.

3. Система по п.1, отличающаяся тем, что оснащена агрегатом (38) теплового кондиционирования для регулирования температуры внутри контейнера (43) и аккумуляторами (36), соединенными с приводами и выполненными с возможностью аккумулирования энергоносителя для осуществления поворота балочной конструкции (22).

4. Система по п.1, отличающаяся тем, что удерживающий механизм контейнера (42) содержит:
a. платформу (20) предопределенной формы, включающую в себя по меньшей мере одну скобу (3), содержащую одно или более отверстий (7) и по меньшей мере одно отверстие (5) в центре;
b. отцепляемый гребень (2), который соединен с ракетой (11) на вершине ее нижней поверхности, вставлен в скобу (3) платформы (20) и содержит одно или более отверстий (6) для размещения пальцев (13), предусмотренных на элементе (17а) предопределенной формы, а также содержит по меньшей мере один выступающий элемент (4) в центре, при этом указанный выступающий элемент (4) вставлен в отверстие (5) платформы (20);
c. гидравлические цилиндры (8), содержащие шток (9) и установленные в определенных местах на платформе (20) с каждой стороны скобы (3); и
d. обоймы (17), сопряженные с указанным элементом (17а), при этом шток (9) каждого гидравлического цилиндра (8) оснащен подшипником (15) определенной формы.

5. Система по п.4, отличающаяся тем, что шток (9) цилиндра, подшипники (15), обойма (17), а также элемент (17а) образуют механизм сферического шарнира.

6. Система по п.4, отличающаяся тем, что пальцы (13) выполнены с возможностью прохождения через отверстия (7) в скобе (3) для дальнейшего попадания в отверстия (6) гребня (2).

7. Способ удержания ракеты (11), в котором приводят в действие гидравлические цилиндры (8) с приложением давления к обоймам (17) для перемещения выступающих пальцев (13) обойм (17) и введения пальцев (13) в отверстия (6) гребня ракеты (11) с целью надежного удержания ракеты (11), при этом отцепляемый гребень (2), который соединен с ракетой (11) на вершине ее нижней поверхности, вставляют в скобу (3) платформы (20), причем указанный отцепляемый гребень (2) имеет одно или более отверстий (6) для размещения пальцев (13), предусмотренных на элементе (17а) предопределенной формы, а также содержит по меньшей мере один выступающий элемент (4) в центре, вставленный в отверстие (5) платформы (20).

8. Система по п.1, отличающаяся тем, что фиксирующий механизм, предназначенный для предотвращения линейного перемещения ракеты (11), содержит:
a. узел (101) коромысла предопределенной формы, шарнирно закрепленный на кронштейне системы, при этом узел (101) коромысла содержит приводной сегмент (101а) на своей нижней стороне, сегмент (101с) нагрузки на своей верхней стороне, а также сегмент (101b) качалки, расположенный между приводным сегментом (101а) и сегментом (101с) нагрузки;
b. привод (200), соединенный с нижней стороной платформы (70) системы для приложения нагрузки к узлу (101) коромысла; и
c. нагружаемые элементы, соединенные с рабочей верхней стороной узла (101) коромысла и предназначенные для предотвращения линейного перемещения ракеты (11).

9. Система по п.8, отличающаяся тем, что узел (101) коромысла сужается в направлении от сегмента (101b) качалки и проходит к приводному сегменту (101a) на нижней стороне и к сегменту (101c) нагрузки на верхней стороне.

10. Система по п.8, отличающаяся тем, что узел коромысла имеет возможность совершать вращение вокруг расположенного в середине шарнира; причем указанный шарнир и кронштейн имеют сопряженные отверстия, которые при наложении совпадают друг с другом, а скрепление шарнира производится путем введения в совпадающие отверстия штыря и постановки стопорного кольца.

11. Система по п.8, отличающаяся тем, что привод (200) содержит набор предварительно загруженных пружин (200a), расположенных между тягами (200b) серьги (200d) и задней стенкой (200c), и гидравлический исполнительный орган, у которого имеется поршень (200е) с выступом (200f) на стороне, обращенной к ведомому механизму, а также серьга (200d) с несколькими тягами (200b), сцентрированными с поршнем (200e).

12. Система по п.11, отличающаяся тем, что пружины (200a) предпочтительно являются тарельчатыми пружинами, а поршень (200e) расположен симметрично между пружинами (200a).

13. Система по п.8, отличающаяся тем, что нагружаемые элементы содержат гнездо (80) и штырь (90а), ось которого в горизонтальном направлении совпадает с выступом (90) головного обтекателя для приложения точечной нагрузки к ракете (11).

14. Способ предотвращения линейного перемещения ракеты (11), содержащий следующие операции:
a. активирование привода (200) путем выпуска гидравлической жидкости;
b. побуждение предварительно загруженных пружин (200а) при отсутствии гидравлической жидкости воздействовать на тяги (200b) серьги (200d), а поршень (200e) - двигаться вперед в сторону серьги (200d) и выступающего стержня (200g);
c. приложение со стороны выступающего стержня (200g) к узлу (101) коромысла усилия, которое в виде точечной нагрузки передается на нагружаемые элементы и выступ (90) головного обтекателя на верхней стороне узла (101) коромысла с целью предотвращения линейного перемещения ракеты (11), причем узел (101) коромысла имеет возможность вращения на кронштейне системы и содержит приводной сегмент (101а) с нижней стороны, сегмент (101с) нагрузки на верхней стороне и сегмент (101b) качалки, расположенный между приводным сегментом (101а) и сегментом (101с) нагрузки.

15. Способ по п.14, отличающийся тем, что приложение нагрузки к приводному сегменту (101а) осуществляют путем выпуска жидкости из гидравлического исполнительного органа привода (200).

16. Способ по п.14, отличающийся тем, что выпуск жидкости заставляет предварительно загруженные пружины (200а) оказывать давление для перемещения серьги (200d) в переднем направлении.

17. Способ запуска ракеты (11), содержащий следующие операции:
a. приведение в движение балочной конструкции (22) приводом (24) для перевода из горизонтального в вертикальное положение;
b. активирование исполнительного привода (31) путем стравливания давления, причем указанное стравливание давления позволяет стартовой опоре (27) вступить в соприкосновение с грунтом (51); и
c. запуск ракеты (11) с помощью выключателей управления, при этом реактивные силы, создаваемые при пуске ракеты (11), передаются на грунт (51) через стартовую опору (27).

18. Способ по п.17, отличающийся тем, что убирают поршень (29) в направлении вверх для освобождения стартовой опоры (27) от грунта (51) после запуска ракеты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройству для удержания снаряда (2) в стволе (1) орудия, заряжаемого с казенной части, и опорному узлу для удержания снаряда. .

Изобретение относится к устройству для удержания минометного снаряда в стволе (2) орудия, заряжаемого с казенной части. .

Изобретение относится к оружейной технике и может быть использовано в артиллерийских установках, а именно в минометах. .

Изобретение относится к устройствам, обеспечивающим эффективную работу боевых машин реактивных систем залпового огня. .

Изобретение относится к ракетно-артиллерийскому вооружению и предназначено для использования на пусковых установках с транспортно-пусковым контейнером (ТПК). .

Изобретение относится к стартовым системам ракетно-космических комплексов для запусков ракет класса "СОЮ3-ПРОГРЕСС", а конкретно к электрогидравлическим приводам дистанционного управления перемещением опорных ферм.

Изобретение относится к стартовым сооружениям для ракет-носителей. .

Изобретение относится к области вооружения. .

Изобретение относится к корабельным загрузочным устройствам и может быть использовано для загрузки транспортно-пускового контейнера (ТПК) в многоместную шахтную пусковую установку (ПУ) корабля.

Изобретение относится к изделиям автоматики и вычислительной техники и может быть применено при автоматизации объектов управления в ракетно-космической отрасли. .

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в пусковых установках-контейнерах. .

Изобретение относится к вооружению, а именно к передвижным зенитным ракетным комплексам противовоздушной обороны. .

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для удаления крышек транспортно-пусковых контейнеров (ТПК) на пусковых установках (ПУ) ракет перед пуском ракеты.

Изобретение относится к пусковым гидравлическим торпедным аппаратам, в частности к воздушной системе турбонасосной установки. .

Изобретение относится к боеприпасам и огнестрельному оружию. .

Изобретение относится к области вооружения, а именно к средствам и способам ведения оборонительных действий с применением нескольких управляемых лучей лазера с ядерной накачкой невероятной мощности.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к средствам и способам длительного ведения оборонительных действий от атаки авиационных средств противника с применением одного или нескольких управляемых лучей лазера с ядерной накачкой большой мощности.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к грунтовым ракетным комплексам. .

Изобретение относится к системе мобильной ракетной пусковой установки, способу удержания ракеты, способу предотвращения линейного перемещения ракеты и способу запуска ракеты. Система мобильной ракетной пусковой установки содержит автомобиль с шасси, приспособленный для перевозки пусковой установки; установочную раму, представляющую собой раскосно-ферменную конструкцию, установленную на шасси автомобиля; несколько механизмов скольжения, установленных в задней секции установочной рамы ; несколько контейнеров с заключенными в них ракетами, установленных на балочной конструкции ; несколько контейнеров, которые заключают в себе указанные контейнеры и которые связаны с седловидными ложементами для осуществления линейного перемещения; несколько стартовых опор, примыкающих к задним торцам контейнеров и выполненных с возможностью линейного перемещения для передачи реактивных сил от ракет на землю. Обеспечивается мобильность стартового комплекса, быстрота его развертывания, уменьшается опасность обнаружения комплекса. 4 н. и 14 з.п. ф-лы, 25 ил.

Наверх