Транспортно-пусковой контейнер



Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер
Транспортно-пусковой контейнер

 


Владельцы патента RU 2543140:

Открытое акционерное общество "Долгопрудненское научно-производственное предприятие" (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к транспортно-пусковым контейнерам. Транспортно-пусковой контейнер для ракеты содержит корпус и механизм для закрепления ракеты в нем. Механизм закрепления содержит попарно размещенные силовые шпангоуты с попарно размещенными на них опорами. Опоры содержат упорные винты, вворачиваемые в направлении оси ТПК, диаметрально противоположно друг другу. Достигается упрощение конструкции механизма закрепления ракеты. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК).

Известно изобретение, патент RU №2388984, относящееся к области военной техники, в частности к ТПК, который состоит из корпуса с расположенными внутри направляющими и прижимного устройства. Последнее выполнено в виде основания с установленными в его наклонных пазах двумя кривошипно-ползунными механизмами. Ползуны представлены в виде клиньев, взаимодействующих с корпусом управляемого снаряда, а кривошипы снабжены рукояткой и установлены на основании срезной оси.

При запуске ракеты происходит разрушение срезных осей для освобождения ее от удержания (фиксации) под действием выступающих элементов конструкции ракеты.

К недостаткам приведенного аналога следует отнести разрушаемые детали кривошипно-ползунного механизма, которые имеют возможность попасть в зону прохождения ракеты. На поверхности ракеты имеются выступающие элементы, которые ухудшают ее аэродинамические характеристики в полете.

Задачей изобретения является создание ТПК без разрушающих при пуске ракеты элементов конструкции механизма закрепления, а также минимизирование количества деталей в конструкции данного механизма.

Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции механизма закрепления ракеты в ТПК.

Для достижения поставленной задачи в ТПК, содержащего корпус с направляющими ложементами для размещения ракеты, дополнительно размещены передний и задний силовые шпангоуты, на которых крепятся бугеля, серьги, опоры, и выполнены отверстия для подхода к упорным винтам, установленным попарно в резьбовые отверстия опор.

Упорные винты представляют собой ось, на поверхности которой выполнена резьба, а также на одном конце - гладкая цилиндрическая поверхность со сферическим наконечником, на другом - квадрат под ключ для регулировки. На резьбовую часть накручивается гайка, служащая контровкой упорного винта от раскручивания после закрепления ракеты.

Опоры закреплены на силовых шпангоутах попарно, в полости направляющих ложементов, на поверхности которых выполнены отверстия для прохода упорных винтов. Оси винтов проходят через ось ТПК и диаметрально противоположные друг другу. В зоне переднего силового шпангоута в направляющих ложементах выполнены отверстия в виде паза, для складывания упорных винтов, имеющие ось вращения в опорах. Упорные винты, расположенные в опорах заднего силового шпангоута не имеют оси вращения.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на Фиг.1 показан общий вид, на Фиг.2 показано сечение ТПК по переднему силовому шпангоуту, на Фиг.3 показано сечение ТПК по заднему силовому шпангоуту, на Фиг.4 показано складывание передних упорных винтов.

ТПК содержит цилиндрический корпус 1 (Фиг.1), на торцы которого установлены крышки 3, силовые шпангоуты 5 с закрепленными на них бугелями (6), серьги 7, а в задней части расположен механизм закрепления ракеты 2 (не показан). В верхней и нижней части ТПК 1 размещены направляющие ложементы 4, в полости которых на силовые шпангоуты 5 закреплены опоры 14 (Фиг.2) с размещенными в них попарно упорными винтами 8. Упорные винты 8 (Фиг.4) переднего силового шпангоута 5 своими сферическими наконечниками упираются в силовые элементы ракеты 2, которые выполнены в виде поперечных пазов (13) относительно оси ракеты 2. Упорные винты 8 (Фиг.3) заднего силового шпангоута 5 упираются в пятаки 9, установленные на наклонной поверхности кормового отсека ракеты 2. Плоскости пятаков 9 параллельны оси ракеты 2.

По окончании закрепления ракеты 2 упорные винты 8 контрятся гайками 10, расположенными на резьбовой части упорных винтов 8.

Работа предлагаемого устройства осуществляется следующим образом. Перед установкой ракеты 2 в ТПК 1 упорные винты 8 выкручиваются через отверстия, освобожденные от крышек 11, до утопания их ниже поверхности направляющих ложементов 4.

После установки ракеты 2 в ТПК 1 и фиксации ее механизмом удержания от продольного перемещения вворачиваются упорные винты 8 до контакта с поверхностью ракеты 2. После чего происходит контровка упорных винтов 7 гайками 10 от их раскручивания и складывания.

В момент старта ракета 2 освобождается от механизма удержания и, двигаясь, своими пазами 13 складывает передние упорные винты 8 в карманы 12 направляющих ложементов 4, при этом задние неподвижные упорные винты 8 скользят по поверхности пятаков 9 кормового отсека ракеты 2 и после схода ракеты 2 упорные винты 8 остаются на своих местах неподвижно, при этом не мешают ее движению из-за обратной конусности отсека.

При такой конструкции механизма закрепления ракеты в ТПК происходит мгновенное освобождение ракеты при использовании минимального количества деталей и отсутствии их разрушения при старте.

1. Транспортно-пусковой контейнер для ракеты, содержащий корпус для размещения в нём ракеты и механизм для закрепления, отличающийся тем, что в корпусе присутствуют силовые шпангоуты с попарно размещенными на них опорами, содержащими упорные винты, вворачиваемые в направлении оси ТПК, диаметрально противоположно друг другу.

2. Транспортно-пусковой контейнер по п.1, отличающийся тем, что в механизме закрепления ракеты отсутствуют детали, разрушаемые при старте.

3. Транспортно-пусковой контейнер по п.1, отличающийся тем, что конструкция механизма закрепления ракеты проста в монтаже при использовании меньшего количества деталей и эксплуатации.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области вооружений и касается устройств запуска гранат для объектов военной техники. Устройство для запуска гранат содержит пусковую трубу с установленной в ней гранатой, узел пуска и узел стопорения.

Изобретение относится к области вооружений, а именно к пусковым установкам для объектов военной техники. Пусковая установка содержит пусковую трубу, полесоздающую катушку, втулка которой является камерой сгорания, донце, крепежную поверхность, на донце выполнены: резьба, соединяющая ее с пусковой трубой, посадочная поверхность, соединяющая ее неподвижно и герметично с втулкой, крепежная поверхность, причем посадочные поверхности, соединяющие донце и втулку, выполнены с размерами, обеспечивающими натяг, крепежная поверхность в виде хвостовика с резьбой под гайку.

Изобретение относится к системам вооружения, например к системе запуска дымовых гранат с объектов бронетехники. Пусковая установка содержит стреляющее устройство (1), торцевую опору, состоящую из серьги (2), кронштейна (3) с осью (4), подкладки (5), оси-винта (6), и крепление к объекту.

Предлагаемое изобретение относится к заряжающим устройствам орудий, используемых на транспортных средствах, и может быть использовано преимущественно в транспортно-заряжающих машинах реактивных систем залпового огня и зенитных ракетных комплексов.

Изобретение относится военной технике и может быть использовано в противолодочных боеприпасах. Противолодочный боеприпас (ПБ) содержит корпус, систему запуска и разделения, тормозной отсек с парашютом и поплавком с невозвратным клапаном, отделяемый корректируемый подводный снаряд (КПС) с ускорителем, боевой частью, взрывательным устройством, системой коррекции траектории, содержащей гидроакустическую приемоизлучающую антенну, электронный блок обработки сигналов, рулевое устройство, дежурный гидроакустический канал.

Изобретение относится к области импульсной техники, в частности к селекторам по периоду следования, и к области головок самонаведения. Технический результат заключается в уменьшении времени поиска и обеспечении перехода в режим слежения при отказе одного из каналов в диапазоне возможных частот вращения.

Группа изобретений относится к радиолокационной технике. Достигаемым техническим результатом является уменьшение массогабаритных и стоимостных характеристик радиовзрывателей за счет использования только одной радиолокационной станции (РЛС).

Изобретение относится к вооружению, а именно к системам наведения на цель. Размещают средства разведки и наблюдения командира (СРНК) и вооружение оператора (ВО) на местности на двух шасси, устанавливают единое компьютерное время в пультах управления командира (УК) и оператора (О), ориентируют СРНК и ВО на местности и в движении относительно географических координат, обнаруживают и сопровождают цель с помощью средств разведки и наблюдения, вводят координаты цели в пульт управления командира, передают периодически скорость движения и время замера координат цели из пульта УК в пульт О, определяют прогнозируемую точку нахождения цели к моменту наведения визира вооружения на цель с учетом скорости движения цели перемещений шасси, нацеливают вооружение на прогнозируемую точку нахождения цели.

Изобретение относится к газодинамическим устройствам и может быть использовано в ствольных баллистических установках. Газодинамический источник давления содержит корпус, в котором размещен газогенерирующий заряд из пороха, не детонирующего в обычных условиях, стержневой осевой инициирующий заряд из взрывчатого вещества, демпфирующий заряд из дымного пороха и перфорированный вкладыш, которые установлены коаксиально без воздушного зазора в полости корпуса.

Изобретение относится к военной технике, а именно к комплексам для запуска беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). Реактивный комплекс содержит контрольно-пусковую аппаратуру с пультом управления, БПЛА, пусковую установку (ПУ) с направляющими и устройством крепления-расфиксации.

Псевдоимитатор стартового комплекса относится к подвижным военным ракетным стартовым комплексам морского базирования. Комплекс можно скрытно перемещать, надолго оставлять в подводном положении, забирать для техобслуживания, он значительно дешевле подводных лодок. Комплекс запускает ракеты для защиты других баллистических и крылатых ракет на этапе снижения и подлета к цели. Поражающими элементами создаются помехи, защищаются боеголовки, направленные на важные объекты, подавляются элементы системы противоракетной обороны (ПРО) потенциального противника. Он оснащен для собственной ориентации в пространстве после всплытия и для ориентации подводных лодок в подводном положении, имитирует подводную лодку, отвлекая на себя ресурсы ПРО. Ракеты комплекса также могут нести ядерный заряд. Достигается возможность имитировать подводную лодку, обеспечивать собственную ориентацию в пространстве после всплытия и ориентировать подводные лодки в подводном положении. 16 ил.

Изобретение относится к области конструкций разрушаемых крышек пусковых труб и средств защиты технологических сосудов, работающих под давлением. Крышка выполнена в виде разделенного на доли сферического сегмента с опорным кольцом. В вершине сферического сегмента выполнено отверстие, закрытое втулкой. Сферический сегмент имеет зону, в которой плоскости раздела смежных долей его расположены в меридиональных плоскостях. Втулка и доли сферического сегмента выполнены с образованием кольцевого щелевого зазора, расположенного концентрично продольной оси сферического сегмента и меридионально расположенных щелевых зазоров. Щелевые зазоры в верхней части, с выпуклой стороны сферического сегмента, заполнены жесткими элементами с клиновидным заострением с расчетным радиусом. Вторая часть зазоров, расположенная с вогнутой стороны сегмента, заполнена заливочной композицией прочностью меньше прочности материала крышки. Клиновидное заострение жестких элементов выполнено с расчетным радиусом, образующим в материале заливочной композиции канавку - концентратор напряжений, а поверхность клиновидного заострения жесткого элемента и одна из его боковых поверхностей имеют антиадгезионное покрытие. Достигается регламентированное разрушение крышки между максимальным испытательным и минимальным разрушающим эксплуатационным давлением. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к военной технике, к установкам противотанковых управляемых реактивных снарядов, размещаемых на бронетехнике. Пусковая установка содержит пусковой кронштейн с направляющей противотанкового управляемого реактивного снаряда, кинематически связанной с приводом, закрепленным на пусковом кронштейне. Направляющая снабжена электромагнитным стопором, фиксатор которого выполнен с фигурным окном, взаимодействующим с защелкой, и комбинированным бронеэкраном, верхняя часть которого выполнена из термоотражающего тонкого листа, а боковая - из броневого листа. Фиксатор подпружинен относительно корпуса стопора и снабжен резьбовым хвостовиком с навернутой на него гайкой с уплотнением и тягой, соединенной с плунжером электромагнита. На фиксаторе выполнена копирная поверхность, взаимодействующая с подпружиненным толкателем, размещенным в корпусе, скрепленным со стойкой, привинченной к направляющей. В толкателе размещен подпружиненный плунжер, установленный с возможностью взаимодействия с датчиком, установленным в вышеупомянутом корпусе, при этом передняя часть фиксатора размещена в гильзе с уплотнением. Наружная боковая поверхность бронеэкрана наклонена под острым углом относительно вертикальной плоскости. Изобретение позволяет повысить надежность работы пусковой установки и уменьшить ее «радиозаметность». 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной техники и может быть использовано для опытного определения динамических характеристик пусковых устройств подводных аппаратов. Стенд для отработки всеглубинного пускового устройства арбалетного типа для необитаемых подводных аппаратов содержит смонтированную на неподвижном основании систему перезарядки силового блока. Система улавливания макета подводного аппарата выполнена в виде мешка из ударопоглощающего и ударостойкого материала и закреплена с помощью съёмных кронштейнов на неподвижном основании. Срабатывание исследуемого пускового устройства осуществляется в воздушной среде. Система измерения включает видеокамеру, с возможностью ускоренной съёмки движения макета и подвижных частей пускового устройства в процессе пуска. Достигается возможность эффективно организовывать экспериментальную проверку работоспособности и качества всеглубинных пусковых устройств арбалетного типа для необитаемых подводных аппаратов. 2 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в пусковых установках. Ракетно-артиллерийская зенитная установка содержит неподвижную платформу, установленную на опорные тарели домкратов, два пусковых блока с ракетами, установленные на направляющих, кронштейн, вращающуюся часть с сиденьем оператора, электронным блоком оператора с монитором, пультом наведения оператора, пультом управления и индикации, аппаратурным блоком с блоком управления приводами, усилителями мощности, цифровой вычислительной системой, блоком распределения питания и аккумуляторами, качающуюся часть с основанием в виде люльки с двумя зенитными автоматами с патронными коробками, оптическими прицелами, оптико-электронным блоком с лазерным дальномером, тепловизорной камерой и видеокамерой. Изобретение позволяет повысить эффективность, дальность поражения воздушной цели, быстродействие и точность наведения ракетно-артиллерийской зенитной установки. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетных комплексах. Многоцелевой ракетный комплекс содержит носитель с правым и левым устройствами наведения с подъемными и поворотными частями, подъемные части с приборами с каналами наведения, направляющие с двумя управляемыми ракетами, механизмы перевода в боевое и походное положения, устройство управления вооружением. Поворотные части выполнены с обеспечением ограничения углов поворота, зависящих от длины интервала между осями поворотных частей, длины радиуса от оси поворотной части до наиболее удаленной точки управляемой ракеты и минимального расстояния между управляемыми ракетами в режиме одновременной стрельбы с правого и левого устройств наведения. Изобретение позволяет повысить огневую производительность и обеспечить размещение на широком спектре носителей малой грузоподъёмности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области ускорительной техники и может быть использовано для ускорения макротел, моделирования микрометеоритов и техногенных частиц, применяться в физике высокоскоростного удара. Рельсовый ускоритель микронных частиц содержит силовой корпус, рельсы, подмагничивающие катушки, источник тока, металлический контейнер, содержащий микронные ускоряемые частицы. Технический результат состоит в возможности ускорения микронных частиц, групп частицы микронных размеров, причем ускоряемые частицы могут состоять из любого тугоплавкого материала и отличаться по массе и размеру. 1 ил.

Изобретение относится к противоракетной обороне. Кинетическая боеголовка имеет систему наведения и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), направленные вбок или вбок-назад. ЖРД размещены в одной поперечной плоскости впереди или позади центра масс боеголовки. Боеголовка имеет синхронизатор расхода компонентов топлива. Три или более состыкованных торцами одинакового диаметра бака с закрепленными на них жидкостными ракетными двигателями закреплены на боеголовке параллельно ее продольной оси и шарнирно с возможностью поворота в плоскость центра масс остальной части боеголовки. Техническим результатом изобретения является повышение боеспособности боеголовки. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх