Устройство крепления управляемой ракеты

Изобретение относится к ракетной технике. Устройство крепления управляемой ракеты, снабженной стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) выполнено в виде обоймы. Обойма состоит из двух пар полуколец, причем внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового двигателя, внешние полукольца установлены в проточку внутренних полуколец и взаимодействуют с проточкой трапециевидного сечения на внутренней поверхности трубы ТПК. В стыке внешних полуколец установлены запорные пластины Г-образного профиля, скрепленные с задней крышкой контейнера. На корпусе стартового двигателя между его внешним диаметром и диаметром кольцевой проточки на длине от заднего торца стартового двигателя до кольцевой проточки выполнены два симметрично расположенных паза. На каждом внутреннем полукольце выполнены два симметрично расположенных уступа, взаимодействующих с запорными пластинами, и выступ, взаимодействующий с соответствующим пазом на корпусе стартового двигателя. Техническим результатом изобретения является повышение надежности за счет исключения поворота ракеты по крену в ТПК при ее эксплуатации. 4 ил.

 

Изобретение относится к области вооружения, в частности к малогабаритным управляемым ракетам, оснащенным стартовым твердотопливным реактивным двигателем и запускаемым из трубчатых транспортно-пусковых контейнеров.

Известно устройство крепления реактивного снаряда (патент RU 2107247 C1), принятое за прототип, в котором крепление реактивного снаряда, снабженного стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере выполнено в виде обоймы, состоящей из двух пар полуколец, из которых внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового двигателя, внешние полукольца установлены в проточку внутренних полуколец и взаимодействуют с проточкой трапециевидного сечения, выполненной на внутренней поверхности трубы транспортно-пускового контейнера, а в стыке внешних полуколец установлены запорные пластины Г-образного профиля, скрепленные с задней крышкой контейнера и взаимодействующие с газовым потоком стартового двигателя. Недостатком данного крепления является то, что данное устройство крепления снаряда, обеспечивая отсутствие его перемещений по продольной оси, не препятствует повороту снаряда в контейнере по крену, вследствие чего может измениться угол его установки в процессе эксплуатации, например из-за вибраций, возникающих во время транспортирования. Особенно негативное влияние изменения расчетного угла установки по крену проявляется в управляемых ракетах. Изменение расчетного угла установки управляемой ракеты по крену приводит к опережению или запаздыванию по фазе в контуре управления, а следовательно, к увеличенным отклонениям от центра поля управления, что может привести к промаху по цели или выходу ракеты из поля управления с последующим ее падением. В конструкции прототипа повороту снаряда в контейнере по крену препятствуют лишь силы трения, возникающие в местах контакта элементов снаряда со стенками контейнера, что не исключает возможности поворота снаряда во время его эксплуатации. При использовании конструкции прототипа для уменьшения вероятности поворота ракеты по крену при эксплуатационных нагрузках необходимо увеличивать составляющую силы трения между ракетой и контейнером. Но силы трения препятствуют не только повороту, но и осевому перемещению ракеты по контейнеру, следовательно, создают дополнительные усилия, препятствующие выходу ракеты из транспортно-пускового контейнера, что может привести к увеличению начальных возмущений ракеты. Наличие начальных возмущений приводит к сильным колебаниям ракеты на начальном участке полета. Такие колебания могут привести к выходу ракеты из поля управления с дальнейшим ее падением или промаху по цели, что понижает эффективность боевого применения ракеты и комплекса.

Задачей предлагаемого изобретения является исключение возможности поворота управляемой ракеты в контейнере по крену при эксплуатационных перегрузках, без увеличения составляющей силы трения, возникающей между элементами ракеты и внутренней стенкой контейнера.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение надежности управляемой ракеты за счет исключения ее поворота по крену в контейнере под действием перегрузок, возникающих при эксплуатации (транспортирование, погрузка, разгрузка, случайное падение).

Решение поставленной задачи достигается тем, что в устройстве крепления управляемой ракеты, снабженной стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере, выполненном в виде обоймы, состоящей из двух пар полуколец, из которых внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового двигателя, внешние полукольца установлены в проточку внутренних полуколец и взаимодействуют с проточкой трапециевидного сечения, выполненной на внутренней поверхности трубы транспортно-пускового контейнера, а в стыке внешних полуколец установлены запорные пластины Г-образного профиля, скрепленные с задней крышкой контейнера и взаимодействующие с газовым потоком стартового двигателя, на корпусе стартового двигателя между его внешним диаметром и диаметром кольцевой проточки на длине от заднего торца стартового двигателя до кольцевой проточки выполнены два симметрично расположенных паза, а на каждом внутреннем полукольце выполнены два симметрично расположенных уступа, взаимодействующих с запорными пластинами Г-образного профиля, и выступ, взаимодействующий с соответствующим пазом на корпусе стартового двигателя.

Наличие пазов на корпусе стартового двигателя и взаимодействующих с ними выступов на внутренних полукольцах, а также наличие на внутренних полукольцах уступов, взаимодействующих с Г-образными запорными пластинами, скрепленными с задней крышкой, которая жестко скреплена с трубой контейнера, позволяет исключить поворот ракеты по крену относительно транспортно-пускового контейнера, а внешние полукольца, установленные в проточку внутренних полуколец, взаимодействующие своей наружной частью с трапециевидной проточкой трубы контейнера и удерживаемые в таком положении Г-образными запорными пластинами, исключают перемещение ракеты в осевом направлении.

Так как размеры пазов не выходят за размеры кольцевой проточки стартового двигателя, не происходит снижения его прочности, благодаря чему не требуется выполнения дополнительных утолщений для усиления прочности конструкции, что позволяет сохранить габаритно-массовые и баллистические характеристики стартового двигателя.

Предлагаемое техническое решение поясняется чертежами (Фиг. 1-4).

На Фиг. 1 изображен стартовый двигатель 1 управляемой ракеты, содержащий кольцевую проточку 2. Между внешним диаметром D стартового двигателя и диаметром d кольцевой проточки на расстоянии от заднего торца стартового двигателя до кольцевой проточки выполнены два симметрично расположенных паза 3.

На фиг. 2 изображено полукольцо 4, содержащее выступ 5 и проточку 6, а также два симметрично расположенных уступа 7.

На фиг. 3, 4 изображено крепление управляемой ракеты в транспортно-пусковом контейнере. В зазоре между корпусом стартового двигателя 1 и трубой транспортно-пускового контейнера 10 в проточку 2 двигателя установлены два внутренних полукольца 4, при этом выступы 5 полуколец попадают в пазы 3 стартового двигателя. Два внешних полукольца 8 устанавливаются в проточки 6 внутренних полуколец 4 и своей наружной частью входят в проточку 11 трубы контейнера 10. Г-образные запорные пластины 9, скрепленные с задней крышкой 13, взаимодействуют с уступами 7 внутренних полуколец 4 и стыками внешних полуколец 8. Задняя крышка 13 жестко скреплена с трубой контейнера 10 кольцом 12.

Устройство крепления реактивного снаряда работает следующим образом.

В транспортном положении скрепленные с задней крышкой 13 запорные пластины 9 за счет своего размещения между уступами 7 внутренних полуколец 4 и стыками внешних полуколец 8, которые своей наружной поверхностью входят в проточку 11 трубы контейнера 10, а внутренней поверхностью взаимодействуют с проточкой 6 внутренних полуколец 4, препятствуют перемещению внутренних полуколец как в линейном, так и в радиальном направлении за счет жесткого скрепления задней крышки 13 с трубой контейнера 10 фиксирующим кольцом 12. Внутренние полукольца 4 за счет установки их в проточку 2 стартового двигателя 1 исключают перемещения ракеты в осевом направлении, а пазы 5 внутренних полуколец 4, взаимодействующие с проточками 3 стартового двигателя, исключают поворот ракеты по крену. Управляемая ракета надежно закреплена в контейнере.

При пуске ракеты включается стартовый двигатель 1, ударом пороховых газов из уступов 7 внутренних полуколец 4 и стыков внешних полуколец 8 выбрасываются запорные пластины 9, одновременно происходит деформация и отделение задней крышки 13. Под действием стартового двигателя ракета вместе с внутренними и внешними полукольцами перемещается по трубе контейнера 10. При этом внешние полукольца 8 уже не удерживаются запорными пластинами 9 и под действием наклонной стенки трапециевидной канавки 11 трубы контейнера 10 утапливаются в проточку 6 внутренних полуколец 4 и не препятствуют перемещению ракеты. После выхода ракеты из контейнера полукольца отделяются от снаряда, не препятствуя ее дальнейшему полету.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет повысить надежность управляемой ракеты за счет исключения ее поворота по крену в контейнере под действием перегрузок, возникающих при ее эксплуатации, без увеличения составляющей силы трения, возникающей между элементами ракеты и внутренней стенкой трубы транспортно-пускового контейнера.

Устройство крепления управляемой ракеты, снабженной стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере, выполненное в виде обоймы, состоящей из двух пар полуколец, из которых внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового двигателя, внешние полукольца установлены в проточку внутренних полуколец и взаимодействуют с проточкой трапециевидного сечения, выполненной на внутренней поверхности трубы транспортно-пускового контейнера, а в стыке внешних полуколец установлены запорные пластины Г-образного профиля, скрепленные с задней крышкой контейнера и взаимодействующие с газовым потоком стартового двигателя, отличающееся тем, что на корпусе стартового двигателя управляемой ракеты между его внешним диаметром и диаметром кольцевой проточки на длине от заднего торца стартового двигателя до кольцевой проточки выполнены два симметрично расположенных паза, а на каждом внутреннем полукольце выполнены два симметрично расположенных уступа, взаимодействующих с запорными пластинами Г-образного профиля, и выступ, взаимодействующий с соответствующим пазом на корпусе стартового двигателя.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к боевой ракетной технике, размещаемой на подводном носителе (ПН). Для обеспечения достижения ПН стартовой позиции применения реактивных систем залпового огня (РСЗО) по выбранной береговой цели путем поражения крылатыми ракетами (КР) надводных средств противолодочной обороны (ПЛО) при их обнаружении в процессе полета КР по маршруту движения ПН осуществляется опережающий запуск КР по цели.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкции мобильных комплексов с управляемым вооружением. Самоходный ракетный комплекс содержит носитель, управляемую ракету в контейнере, пусковое устройство, закрепленные на поворотной части механизма вертикального наведения направляющие с пазами, каретку, устройство размещения, фиксации и подачи управляемых ракет на позицию заряжания, устройство фиксации рамы, Каретка снабжена механизмом заряжания управляемой ракеты.

Изобретение относится к способу проверки аппаратуры носителя. Для проверки аппаратуры носителя с контролем линий связи и регистрацией информационного обмена подают напряжение питания на преобразователь питания пусковой установки носителя, преобразованное напряжение от преобразователя питания подают на центральный управляющий модуль, коммутирующий модуль и встроенный имитатор, задают режим проверки линий связи с помощью центрального управляющего модуля, осуществляют проверку всех линий связи коммутирующих модулей с ракетой и транспортно-пусковым контейнером на короткое замыкание, измеряют разности потенциалов и сопротивления между линиями связи, передают результаты проверки в центральный управляющий модуль, задают режим имитации и задействованные каналы, тип имитируемых ракет, наличие и типы имитируемых ошибок информационного обмена, осуществляют имитацию, передают результаты в центральный управляющий модуль, задают режим регистрации, осуществляют информационный обмен в соответствии с определенным протоколом информационного обмена, передают результаты работы и записанный информационный обмен в центральный управляющий модуль, делают заключение об исправности аппаратуры носителя на основе полученных данных.

Изобретение относится к вооружению и касается мобильных пусковых установок вертикального пуска. Мобильная пусковая установка (МПУ) содержит шасси, на котором с возможностью поворота в вертикальной плоскости установлена качающаяся часть (КЧ), выполненная с возможностью установки транспортно-пусковых контейнеров.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к противотанковым ракетным комплексам (ПТРК). ПТРК содержит пусковую установку с телетепловизионным прицелом и аппаратурой наведения и управления, транспортно-пусковой контейнер с управляемой ракетой, навигационную систему, включающую измеритель координат местоположения пусковой установки и измеритель углов положения самоходной машины относительно географической системы координат, устройство целеуказания, выполненное в виде двух модулей.

Изобретение относится к ракетным установкам донного базирования и предназначено для придания правильного положения ракете для поражения военных объектов на территории противника, имеющего морские границы.

Изобретение относится к ракетной технике и касается запуска ракет. Направляющее устройство для запуска ракет содержит ферменный каркас, выполненный из шпангоутов, соединенных продольными трубами и раскосами, и усиленный металлическими листами.

Изобретение относится к автоматизированным системам управления и системам управления запуском летательных аппаратов. Модель основана на методе имитационного статистического моделирования, содержит блок функциональных задач вычислительной системы (ВС), блок задания/приема параметров решения, блок задания/приема параметров объекта исследования (ОИ) и параметров обстановки, блок моделирования выхода объектов управления (ОУ) в точку привязки к ОИ, блок распределения ОИ, блок расчета показателей эффективности запуска ОУ.

Изобретение относится к устройствам ручного запуска сигнальных и осветительных ракет. Пусковое устройство содержит направляющий контейнер со спиральными пазами, базирующими арками, спрофилированными под несущие консоли ствола стрелкового оружия, и механизмом ручного инициирования, выполненный в виде нагруженного боевой пружиной накольника.
Группа изобретений относится к зенитным ракетным комплексам. Переносной зенитно-ракетный комплекс (ПЗРК) содержит ракету и головку самонаведения ГСН.

Изобретение относится к области военной техники. Гранатометный комплекс содержит гранатометы различной массы, включающие корпус, нарезной ствол с патронником, спусковой механизм, приклад с резиновым амортизатором и единую для них номенклатуру патронов, содержащих двухкамерные гильзы с метательными зарядами, скрепленные с гильзами разрушаемой при выстреле связью различные по назначению гранаты. Метательный заряд в гильзах патронов выполнен с максимальной массой, соответствующей по допустимой энергии отдачи гранатомету с наибольшей массой, при этом стволы других гранатометов снабжены устройствами сброса части пороховых газов при выстреле из ствола в атмосферу до уровня энергии отдачи, допустимой массами этих гранатометов. Устройства сброса части пороховых газов образованы либо радиальными отверстиями в стволах, либо продольными каналами на внутренней поверхности стволов, проходящими от патронников до дульных срезов. Техническим результатом изобретения является повышение надежности комплекса, обеспечение выбора оптимального по массе оружия для стрельбы на заданную дальность. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к ручным пулеметам. Ручной гранатомет содержит пусковую трубу-контейнер, ствол, гранату, двигатель, включающий корпус с сопловым блоком, пороховой заряд, тонкостенную трубку с газоводными отверстиями, переходник с полостью и с дроссельными отверстиями и инициатором, заднюю крышку и спусковой механизм с рукояткой. Гранатомет снабжен тонкостенным колпачком с отбортовкой и центральным отверстием. Пусковая труба-контейнер выполнена с внутренней кольцевой проточкой и с расширяющимся конусом на заднем торце. Задняя крышка содержит цилиндрическую поверхность, на которой выполнен наружный кольцевой ободок, ответный внутренней кольцевой проточке в пусковой трубе-контейнере. Тонкостенный колпачок выполнен из полимерного материала. В наружном кольцевом ободке и в цилиндрической поверхности задней крышки выполнены единые сквозные радиальные пазы. Достигается повышение безопасности при использовании гранатомета. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к пусковым устройствам управляемых снарядов. Устройство для пуска управляемого снаряда с аэродинамическими рулями из контейнера содержит запирающий замок, устройство управления пуском и установленные в хвостовой части снаряда аккумуляторы давления, каждый из которых выполнен в виде корпуса с парой сопел и установленных в корпусе пиропатрона с пиросвечой и управляемого золотника. Устройство управления пуском выполнено в виде пульта подготовки пуска с возможностью ввода значений температуры окружающей среды, величины требуемой скорости, величины допустимой продольной нагрузки снаряда, расчетные значения изменения по времени давления в аккумуляторах давления и избыточного давления в корпусе пускового контейнера. Устройство позволяет управлять процессом создания оптимального давления внутри контейнера и задавать определенную величину времени между срабатываниями аккумуляторов давления. Техническим результатом изобретения является снижение веса контейнера. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к вооружению, в частности к высокоточным комплексным тактическим ракетным установкам ближнего действия. Высокоточная комплексная тактическая ракетная установка ближнего действия содержит неподвижную платформу, которая включает поворотный станок с механизмом горизонтального наведения, на котором закреплена качающаяся пусковая установка с приводом наведения в вертикальной плоскости. Пусковая установка оснащена приборами наблюдения и прицеливания, пультом управления. Неподвижная платформа содержит регулируемые телескопические упорные стойки. Поворотный станок содержит параллельно расположенные направляющие, жестко закрепленные, с помощью фиксаторов, переустанавливаемые - передний и задний - опорные кронштейны, самоцентрирующийся механизм поворота поворотной установки на платформе, механизмы горизонтирования. На заднем кронштейне, с помощью шарнирного фиксатора, закреплена задняя часть качающейся пусковой установки. На переднем кронштейне, с помощью шарнирного фиксатора, закреплен механизм вертикального наведения пусковой установки, который, с помощью шарнирного фиксатора, соединен с передней частью качающейся пусковой установки. Достигается повышение эффективности пусковой установки. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способам наведения снарядов. Способ наведения на подводную цель группы корректируемых подводных снарядов соответствующих противолодочных боеприпасов включает сбрасывание противолодочных боеприпасов в заданные точки приводнения, обеспечение заданной скорости полета каждого противолодочного боеприпаса, зависание на заданной глубине после приводнения в заданной точке и отделение одного из корректируемых подводных снарядов от корпуса противолодочного боеприпаса. В случае вхождения подводной цели в зону наведения снаряда, он движется в сторону цели. Одновременно с отделением одного из подводных снарядов, в зону наведения которого вошла подводная цель, выдается сигнал на отделение оставшихся снарядов от соответствующих противолодочных боеприпасов. В случае вхождения подводной цели в зону наведения любого из оставшихся подводных снарядов, система коррекции траектории движения подводного снаряда осуществляет его наведение на цель. Подрыв каждого подводного противолодочного снаряда производят при прохождении им кратчайшего расстояния относительно подводной цели или при контакте с ней. Достигается повышение эффективности наведения на подводную цель группы подводных снарядов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Устройство крепления управляемой ракеты, снабженной стартовым двигателем, в транспортно-пусковом контейнере выполнено в виде обоймы. Обойма состоит из двух пар полуколец, причем внутренние полукольца установлены в проточку корпуса стартового двигателя, внешние полукольца установлены в проточку внутренних полуколец и взаимодействуют с проточкой трапециевидного сечения на внутренней поверхности трубы ТПК. В стыке внешних полуколец установлены запорные пластины Г-образного профиля, скрепленные с задней крышкой контейнера. На корпусе стартового двигателя между его внешним диаметром и диаметром кольцевой проточки на длине от заднего торца стартового двигателя до кольцевой проточки выполнены два симметрично расположенных паза. На каждом внутреннем полукольце выполнены два симметрично расположенных уступа, взаимодействующих с запорными пластинами, и выступ, взаимодействующий с соответствующим пазом на корпусе стартового двигателя. Техническим результатом изобретения является повышение надежности за счет исключения поворота ракеты по крену в ТПК при ее эксплуатации. 4 ил.

Наверх