Стенд для контроля параметров схода авиационной ракеты



Стенд для контроля параметров схода авиационной ракеты
Стенд для контроля параметров схода авиационной ракеты
Стенд для контроля параметров схода авиационной ракеты

 


Владельцы патента RU 2511217:

Открытое акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" (RU)

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 области периодических испытаний по определению усилий удержания и схода авиационных, преимущественно, управляемых ракет с авиационных пусковых установок (АПУ). Оно может быть также использовано как при проведении климатических испытаний ракет и АПУ, так и как средство контроля технического состояния электромеханических систем АПУ для принятия решения о целесообразности дальнейшего их применения или ремонта.

Известны стенды для испытаний и контроля параметров авиационного ракетного вооружения, см. патенты RU №2249808 от 2003 г., RU №228520 от 2005 г., RU №2365851 от 2008 г.

Представленный патентом RU №2365851 от 2008 г. стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты, выбранный в качестве ближайшего аналога для предлагаемого изобретения, содержит блок задания условий тестирования и соединенный с ним вибронагружатель пускового устройства, к последнему подключен измерительный модуль, связанный с блоком обработки и анализа данных, соединенным с устройством отображения, отличающийся тем, что, в него дополнительно введен имитатор усилия схода, механически связанный с ракетой и датчиком силы, подключенным к измерительному модулю, а также блок ввода требуемых параметров пускового устройства, соединенный с блоком обработки и анализа данных, при этом на вибронагружатель жестко установлена коробчатая станина, к которой с помощью типовых самолетных узлов подвешено пусковое устройство, а посредством силового кронштейна, с возможностью его отсоединения, закреплен имитатор усилия схода, при этом имитатор усилия схода ракеты с пускового устройства выполнен в виде силового гидравлического цилиндра.

Применительно к поставленной задаче имитации процесса схода авиационной ракеты с АПУ с определением соответствующих усилий известное оборудование характеризуется следующими недостатками:

- сложность загрузки ракеты на стенде в силу необходимости ручного труда;

- большая трудоемкость при проведении многократного цикла имитации схода ракеты;

- большие габариты (в продольном измерении) стенда, поскольку, как следует из представленных в патенте материалов, силовой гидравлический цилиндр должен быть размещен сзади ракеты (соосно с ней).

Задачей изобретения является создание компактного стенда для определения усилий схода ракеты, позволяющего при минимальных временных затратах осуществлять имитацию схода ракеты с АПУ.

Техническим результатом изобретения является упрощение стенда, уменьшение его габаритов и снижение временных затрат обслуживающего персонала.

Достижение указанного технического результата при осуществлении предложенного технического решения обеспечивается тем, что в стенде для контроля параметров схода авиационной ракеты, включающем коробчатую станину, закрепленное на ней с помощью типовых самолетных узлов подвесное устройство для размещения на нем авиационной ракеты, имитатор усилия схода ракеты с пускового устройства в виде силового гидравлического цилиндра и измерительный модуль с подключенным к нему датчиком силы, на верхней половине коробчатой станины с возможностью продольного перемещения установлена каретка с двумя хомутами, свободно охватывающими подвесное устройство и корпус ракеты, а силовой гидравлический цилиндр закреплен внизу коробчатой станины параллельно ракете с возможностью приложения усилия на ракету вдоль ее продольной оси посредством гибкой тяги, например, каната, один конец которого через датчик силы, выполненный в виде тензометра, связан со штоком гидравлического цилиндра, а второй через обводные ролики, закрепленные на станине, с хвостовой частью ракеты. При этом каретка выполнена с возможностью вертикального перемещения ракеты для чего снабжена подъемным механизмом с прикрепленной к нему рамкой, на боковых краях которой закреплены верхние концы хомутов.

На Фиг.1 представлен вид в изометрии заявляемого стенда, на Фиг.2 - вид его сбоку, а на Фиг.3 - вид на стенд спереди со стороны головной части ракеты.

Стенд состоит из пространственной рамы 1, образующей станину для всего оборудования. В верхней половине рамы 1 вдоль нее размещена балка 2 с закрепленным на ней через самолетные узлы подвески 3 и 4 штатным пусковым устройством 5. На раме 1 на ее верхних продольных направляющих 6 размещена каретка 7 с закрепленным на ее середине подъемным винтовым механизмом 8 с рамкой 9. К боковым сторонам рамки 9 прикреплены концы двух хомутов 10 и 11, свободно охватывающих с боков вышеуказанные балку 2, самолетные узлы подвески 3, 4 и пусковое устройство 5 с подвешенной на ней ракетой 12. В нижней хвостовой части рамы 1 вдоль ее параллельно ракете 12 закреплен гидравлический цилиндр 13 с выступающим вперед штоком 14, на конце которого размещен тензометр 15. К тензометру 15 прикреплен шкив (ролик) 16, охватываемый канатом 17, который через систему закрепленных на раме 1 обводных роликов 18 соединен с хвостовой частью ракеты 12 для передачи на нее усилия от гидравлического цилиндра.

Функционирование стенда происходит следующим образом. Ракета 12 подвозится к стенду, с помощью тельфера хвостовая часть ракеты заводится внутрь рамы 1 и размещается на хомутах 10, 11. Далее ракета 12 с помощью перемещения каретки 7 перемещается внутрь стенда до упора (не показан). С помощью подъемного механизма 8 ракета 12 поднимается до уровня направляющих 19 пускового устройства 5, после чего бугеля 20 ракеты 12 продвигаются вперед по направляющим 19 до упора и срабатывания защелки (не показана) пускового устройства 5.

Испытания проводятся следующим образом. Подъемным механизмом 8 хомуты 10 и 11 опускаются вниз. Каретка 7 перемещается вперед в положение, в котором она может с помощью указанных хомутов принять ракету 12, которая сойдет с направляющих 19 после имитации пуска. Далее в гидравлический цилиндр 13 подается давление, заставляющее шток 14 вдвигаться в гидроцилиндр и натягивать канат 17. Последний при этом воздействует на хвостовую часть ракеты 12 и перемещает ее по направляющим 19 пускового устройства 5. Посредством тензометра 15 измеряются усилие срабатывания защелки пускового устройства 5 и усилие схода ракеты с направляющих 19. При сходе с направляющих 19 ракета 12 ложится в хомуты 10, 11 каретки 7. При этом смонтированная в носовой части ракеты опора 21 предотвращает ее возможное соударение с основанием стенда.

Использование подвижной каретки с подъемным механизмом позволяет избавиться от необходимости ручного перемещения ракеты в процессе проведения испытаний и существенно облегчить осуществление многократного повторения цикла имитации схода ракеты. Расположение силового гидравлического цилиндра внизу коробчатой станины параллельно ракете с возможностью приложения усилия на ракету вдоль ее продольной оси посредством гибкой тяги дало возможность значительно уменьшить продольные размеры стенда и упростить его конструкцию.

Таким образом, поставленная задача решается в полном объеме и простыми эффективными средствами.

1. Стенд для контроля параметров схода авиационной ракеты, включающий коробчатую станину, закрепленное на ней с помощью типовых самолетных узлов подвесное устройство для размещения на нем авиационной ракеты, имитатор усилия схода ракеты с пускового устройства в виде силового гидравлического цилиндра и измерительный модуль с подключенным к нему датчиком силы, отличающийся тем, что на верхней половине коробчатой станины с возможностью продольного перемещения установлена каретка с двумя хомутами, свободно охватывающими подвесное устройство и корпус ракеты, а силовой гидравлический цилиндр закреплен внизу коробчатой станины параллельно ракете с возможностью приложения усилия на ракету вдоль ее продольной оси посредством гибкой тяги, например, каната, один конец которого через датчик силы, выполненный в виде тензометра, связан со штоком гидравлического цилиндра, а второй через обводные ролики, закрепленные на станине - с хвостовой частью ракеты.

2. Стенд по п.1, отличающийся тем, что каретка выполнена с возможностью вертикального перемещения ракеты, для чего снабжена подъемным механизмом с прикрепленной к нему рамкой, на боковых краях которой закреплены верхние концы хомутов.



 

Похожие патенты:

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

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

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.

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, используемых на летательном аппарате.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования баллистических ракет из самолета. .
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.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Корпус снабжен профильным силовым слоем (5), который расположен между его наружным (3) и внутренним (4) силовыми слоями и скреплен с ними.

Для осуществления пуска ракеты на подвижной пусковой установке производят определение уточненных координат текущей точки цели и зонных признаков цели и выдачу на пульт оператора в реальном времени опережающей динамической информации для принятия решений по пуску ракеты.

Изобретение относится к пусковым установкам, а именно к испытательным стендам. Стабилизирующее устройство монорельсовой ракетной тележки (РТ) содержит основной башмак с собственной парой крыльев в виде пластин и возможностью охвата рельсовой направляющей и перемещения вдоль нее, два крыла, дополнительный башмак с обтекаемой передней поверхностью и собственной парой крыльев, выполненных с треугольным поперечным сечением.

Изобретение относится к средствам радиоэлектронной борьбы, в частности к способу задания значений параметров выброса (отстрела) расходуемых средств радиоэлектронной борьбы.

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к реактивным гранатометам и ракетам для реактивных гранатометов. Ракета для гранатомета содержит ракетный двигатель с кольцевым или цилиндрическим каналом или кольцевыми бронированными с одной стороны шашками, боевую часть, два или более реактивных сопла, два тандемных кумулятивных заряда, бесконтактный лазерный взрыватель.

Изобретение относится к устройству для запуска ракеты с корабля и к кораблю, оборудованному таким устройством. Устройство для запуска ракет с корабля содержит по меньшей мере одну ракетную пусковую установку (9, 9').

Комплекс содержит боевую машину с лазером и вспомогательные машины в виде заправщиков окислителя и горючего на многоколесном шасси. Боевая машина выполнена на гусеничной ходовой части.

Способ относится к управляемому вооружению. В способе осуществляется топографическая привязка целеуказателя и пусковой установки к местности, цель обнаруживается целеуказателем, координаты цели определяются и передаются в пульт огневой позиции.

Изобретение относится в ракетной технике и может быть использовано в пусковых ракетных установках. Устройство для запуска ракет содержит связанную с носителем проточную пусковую трубу с передним и задним торцами, газоотражатель в виде преграды с рабочей поверхностью, основание, разрывной элемент.

Комплекс содержит боевую машину с лазером и вспомогательные машины в виде заправщиков окислителя и горючего на многоколесном шасси. Боевая машина выполнена на гусеничной ходовой части, на которой установлены в бронеотсеке емкости окислителя и горючего.

Изобретение относится к оружейной технике, а именно к переносным зенитно-ракетным комплексам. Переносной зенитно-ракетный комплекс (ПЗРК) содержит транспортно-пусковой контейнер (ТПК) (поперечное сечение в части двигателя имеет вид ромба, или овала, или прямоугольника, или шестигранной неосесимметричной фигуры), монитор, зенитную ракету или два ПЗРК с ракетами радиолокационного и инфракрасного типа, блок управления ракетой, оптический прицел оператора. Ракета содержит передатчик и приемник с четырьмя и более антеннами. ТПК содержит стартовый двигатель с двумя или более соплами, привязанный к задней части ТПК титановой проволокой или термостойким тросом, откидной или выдвижной кронштейн с тепловизором, откидную ножку. Изобретение позволяет поражать высокоскоростные цели на больших дальностях и высотах. 9 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх