Стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты



Стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты
Стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты
Стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты
Стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты
Стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты

 


Владельцы патента RU 2519596:

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 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.

 

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 средство контроля технического состояния электромеханических систем АПУ и определения ресурса их работоспособности 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 многократной 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.

Задачей изобретения является создание стенда для многократного определения усилий схода ракеты с АПУ и усилий срабатывания защелки АПУ.

Техническим результатом изобретения является снижение временных затрат обслуживающего персонала.

Достижение указанного технического результата при осуществлении предложенного технического решения обеспечивается тем, что в стенде для многократной имитации пуска авиационной ракеты, включающем коробчатую станину, закрепленное на ней с помощью типовых самолетных узлов подвесное устройство для размещения на нем габаритно-массового макета (ГММ) авиационной ракеты, имитатор усилия схода ракеты с пускового устройства в виде силового гидравлического цилиндра и измерительный модуль с подключенным к нему датчиком силы, на основании коробчатой станины с возможностью продольного возвратно-поступательного перемещения установлена каретка, снабженная опорно-поворотным механизмом, поддерживающим ГММ ракеты при сходе его с пускового устройства и возврате его назад в исходное положение перед последующей установкой на пусковое устройство, и поджимающим ГММ ракеты упором, при этом датчик силы, выполненный в виде тензометра, закреплен между хвостовой частью каретки и штоком гидроцилиндра.

При этом опорно-поворотный механизм выполнен в виде шарнирно установленных на основании каретки двух вертикальных стоек, шарнирно соединенных продольной тягой, причем основание одной из стоек снабжено передним рычагом с установленным на нем роликом, контактирующим со средней зоной основания станины, которая выполнена профилированной для обеспечения возврата в вертикальное положение указанных стоек при возвратном движении каретки. Кроме того, каретка снабжена стопорным механизмом, удерживающим указанные стойки в вертикальном положении до момента схода ГММ ракеты с подвесного устройства, и передним упором, ограничивающим наклон вперед вертикальных стоек при воздействии на них ГММ ракеты после ее схода с пускового устройства.

На Фиг.1 представлен вид сбоку заявляемого стенда при расположении ГММ ракеты (далее просто ГММ) перед размещением на АПУ, совмещенный с видом спереди (Вид А), на Фиг.2 - вид стенда сбоку при расположении ГММ на АПУ, на Фиг.3 - вид сбоку заявляемого стенда при расположении ГММ после его схода с АПУ, на Фиг.4 - вид задней вертикальной стойки стенда в изометрии, и на Фиг.5 - вид спереди на заявляемый стенд.

Стенд состоит из пространственной рамы 1, образующей станину для всего оборудования. В верхней половине рамы 1 размещена балка 2 с закрепленным на ней через самолетные узлы подвески 3 и 4 штатным АПУ 5. На основании рамы 1 размещена каретка 6 с шарнирно закрепленными на ее середине передней 7 и задней 8 вертикальными стойками, шарнирно соединенными продольной тягой 9. Пружина 10 удерживает стойки в вертикальном положении. Передний упор 11 ограничивает наклон вперед указанных стоек, а задний упор 12 служит для закрепления пружины 10 и защелки 13 с пластинчатой пружиной 14. В хвостовой части каретки 6 установлен задний упор 15.

Рама 1 снабжена профилированными нижней 16 и боковой 17 направляющими и опорными направляющими 18, предназначенными для возвратно-поступательного перемещения каретки 6 под воздействием на нее гидравлического цилиндра 19, закрепленного на раме 1.

Задний упор 15 поджимает сзади ГММ 20, боковые цапфы 21 которого находятся в карманах 22 (см. Фиг.4) вертикальных стоек 7 и 8. Усилие от гидроцилиндра 19 на каретку 6 передается через тензометр 23, позволяющий измерять усилия схода ракеты с АПУ и усилие срабатывания защелки АПУ.

Работа стенда осуществляется следующим образом. В исходном положении (см.Фиг.1) ГММ 20 своими цапфами 21 опирается на вертикальные стойки 7 и 8, удерживающиеся в вертикальном положении защелкой 13, при этом опорные поверхности бугелей 26 и 27 ГММ совпадают с направляющими 24 и 25 АПУ 5. При подаче давления в цилиндр 19 его шток перемещает каретку 6, которая через задний упор 15 обеспечивает перемещение ГММ 20 вперед. За счет наличия заходных фасок на направляющих 24, 25 АПУ и бугелях 26, 27 ГММ 20, цапфы 21 несколько приподнимаются над вертикальными стойками 7 и 8 каретки 6, обеспечивая передачу всей массы ГММ на направляющие АПУ 5.

Во время движения бугелей 26, 27 ГММ 20 по направляющим 24, 25 АПУ 5 посредством тензометра 23 производится измерение усилий схода и срабатывание защелки АПУ (не показана). По мере продвижения каретки 6 ролик толкателя защелки 13, наезжая на уступ боковой направляющей 17, открывает защелку 13 и освобождает вертикальные стойки 7 и 8, которые при этом удерживаются в вертикальном положении пружиной 10.

Когда бугеля 26, 27 ГММ проходят всю длину направляющих 24, 25 АПУ 5 (см. Фиг.2), вся масса ГММ 20 начинает воздействовать на вертикальные стойки 7, 8 и они под воздействием кинетической энергии ГММ падают (наклоняются) вперед до соприкосновения с передним упором 11, преодолевая при этом усилие пружины 10 (см. Фиг.3). При этом ГММ 20 плоскопараллельно перемещается вниз относительно АПУ на 30…40 мм.

Затем гидроцилиндр 19 сообщает каретке 6 возвратное (обратное) движение, в процессе которого ролик толкателя защелки 13 скатывается с уступа боковой направляющей 17 и плоская пружина 14 ставит защелку 13 в закрытое положение, в котором она готова принять и зафиксировать стойки 7, 8 в вертикальном положении. В конце обратного движения штока гидроцилиндра 19 рычаг 28 задней вертикальной стойки 8 своим роликом наезжает на уступ нижней направляющей 16, возвращая стойку 8 в вертикальное положение. Далее описанный цикл повторяется многократно в соответствии с программой испытаний.

Использование предложенного опорно-поворотного механизма, поддерживающего ГММ при сходе его с АПУ и возврат его назад в исходное положение перед последующей установкой на пусковое устройство, в сочетании с устройством профилированных направляющих станины стенда и механизмов каретки позволило полностью исключить ручной труд обслуживающего персонала, что привело к многократному увеличению производительности при испытаниях и, соответственно, их удешевлению.

1. Стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты, включающий коробчатую станину, закрепленное на ней с помощью типовых самолетных узлов подвесное устройство для размещения на нем габаритно-массового макета (ГММ) 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 основании коробчатой станины с возможностью продольного возвратно-поступательного перемещения установлена каретка, снабженная опорно-поворотным механизмом, поддерживающим ГММ при сходе его с пускового устройства и возврате его назад в исходное положение перед последующей установкой на пусковое устройство, и поджимающим ГММ упором, при этом датчик силы, выполненный в виде тензометра, закреплен между хвостовой частью каретки и штоком гидроцилиндра.

2. Стенд по п.1, отличающийся тем, что опорно-поворотный механизм выполнен в виде шарнирно установленных на основании каретки двух вертикальных стоек, шарнирно соединенных продольной тягой, причем основание одной из стоек снабжено передним рычагом с установленным на нем роликом, контактирующим со средней зоной основания станины, которая выполнена профилированной для обеспечения возврата в вертикальное положение указанных стоек при возвратном движении каретки.

3. Стенд по п.2, отличающийся тем, что каретка снабжена стопорным механизмом, удерживающим указанные стойки в вертикальном положении до момента схода ГММ с подвесного устройства, и передним упором, ограничивающим наклон вперед вертикальных стоек при воздействии на них ГММ после ее схода с пускового устройства.



 

Похожие патенты:

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.

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 военной технике, а именно к зенитным ракетным комплексам (ЗРК). Самоходная огневая установка обнаружения, сопровождения и подсвета целей, наведения и пуска ракет зенитного ракетного комплекса средней дальности содержит первую антенную систему, радиолокационную станцию, цифровую вычислительную систему, поворотную пусковую установку с ракетами, на которой установлена гироскопическая система измерения углов курса, крена и тангажа, систему навигации, топопривязки и ориентирования, размещенную на самоходном шасси, интеллектуальную систему (ИС), лазерный дальномер, оптико-электронную систему, соединённую через устройство сопряжения с ИС.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит проточную пусковую трубу с насадком, соединённым через отверстие с выходом (в виде регулирующего клапана вдува или сверхзвукового сопла) вторичного рабочего тела.

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.

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.

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').

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет из проточных пусковых труб. Устройство для запуска ракет содержит проточную пусковую трубу с передним и задним торцами и связанную с носителем, газоотражатель в виде струйного органа управления снижения газодинамического воздействия, установленный на носителе тангенциально его поверхности. Изобретение позволяет снизить силовое воздействие ударной волны на носитель при старте ракеты. 2 ил.
Наверх