ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОЙ МОДУЛЬ Российский патент 2005 года по МПК F41F3/04 

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в транспортно-пусковых модулях в пусковых установках различного базирования, в частности, в пусковых установках надводных кораблей и подводных лодок.

Известен корабельный контейнер для хранения и пуска ракеты по патенту US №3769876, F 41 F 3/04, 1973 г. Он содержит герметичный корпус, который имеет форму прямоугольного параллелепипеда, внутри которого помещается ракета. Спереди и сзади корпус контейнера закрывается крышками, изготовленными из хрупкого материала (пенопласта), которые разрушаются при старте ракеты. К боковым стенкам корпуса контейнера прикреплены два полуцилиндра, по которым скользят сложенные аэродинамические поверхности ракеты во время ее движения после старта. К верхней стенке корпуса контейнера с внутренней стороны прикреплена направляющая, имеющая паз в поперечном сечении, в который входят бугели ракеты. Для дополнительной фиксации ракеты при ее перевозке и хранении в контейнере предусмотрен U-образный кронштейн, внутренняя поверхность (подушка) которого заполнена пенопластом. Кривизна подушки соответствует кривизне корпуса ракеты. Подушка двигается вместе с ракетой; после выхода из контейнера она отделяется. В конструкции контейнера предусмотрено предохранительное устройство и устройство задержки. Последнее состоит из поворотной планки, которая одним своим концом упирается в передний бугель ракеты. Планка фиксируется отрывным элементом (срезным пальцем) и в исходном положении препятствует движению бугеля. Когда сила тяги достигает заданной величины, палец срезается, планка под давлением бугеля откидывается, и ракета освобождается от фиксации. Предохранительное устройство необходимо на случай непреднамеренного пуска двигателя. В исходном положении задний бугель фиксируется двумя упорами, связанными с силовым цилиндром, в котором располагаются заряд и воспламенитель. При подаче через электроразъем электрического сигнала от корабельной системы управления пуском заряд воспламеняется, давление газа поднимает цилиндр, а упоры, поднимающиеся вместе с ним, освобождают задний бугель от фиксации. По команде “пуск” вначале срабатывает предохранительное устройство, после чего запускается двигатель. Когда под действием силы тяги срабатывает устройство задержки и снимает фиксацию переднего бугеля, ракета, двигаясь вперед, разрушает пенопластовую крышку и выходит из контейнера.

Недостатком известного корабельного контейнера является то, что контейнер имеет ограниченную область применения, т.к. предполагает обеспечение пуска ракет только с палубных установок надводных кораблей. Кроме того, конструкция такого контейнера сложна в изготовлении и предполагает одноразовое его использование.

Известен корабельный контейнер для хранения, предстартовой подготовки и пуска ракет, предназначенный для использования в пусковой установке вертикального пуска CCL (Concentric Canister Launcher), устанавливаемой на надводных кораблях (А. Королёв. - Новая корабельная установка вертикального пуска ВМС США. - Зарубежное военное обозрение. 1999. №4, с.47-50; В. Анисимов. -Новое поколение корабельных пусковых установок. Зарубежное военное обозрение. 1999. №9, с.45-48). Известный корабельный транспортно-пусковой контейнер (ТПК) содержит герметичный корпус со средствами для удержания и фиксации ракеты. Корпус ТПК состоит из вложенных одна в другую цельной внутренней и сборной наружной цилиндрических оболочек, днища в виде полусферической нижней платформы с опорной плитой и расположенных между наружной и внутренней цилиндрическими оболочками продольных элементов (лонжеронного усиления). Внутренняя цилиндрическая оболочка используется для хранения и старта ракеты. Кольцевое пространство между внутренней и наружной оболочками корпуса используется для отвода газовой струи при запуске двигателя ракеты. Газовая струя ракетного двигателя, проходя через регулируемое отверстие в опорной плите, на 180° изменяет направление в полусферической нижней платформе и по каналам кольцевого зазора, образованного наружной и внутренней цилиндрическими оболочками корпуса, выходит наружу. Снижение значений параметров давления и осевой нагрузки, которые возрастают в процессе работы ракетного двигателя, осуществляется регулированием размера отверстия для выхода газов в опорной плите контейнера.

Однако известный корабельный ТПК имеет ограниченную область применения, т.к. предполагает обеспечение пуска ракет только с палубных или подпалубных установок надводных кораблей. Кроме того, ТПК имеет достаточно сложную конструкцию.

Также известен корабельный контейнер для хранения и пуска ракеты по патенту RU №2194235, F 41 F 3/04, 2002 г. Известный ТПК содержит герметичный корпус, включающий наружную цилиндрическую оболочку с разрушаемой передней крышкой и съемным днищем. Наружная цилиндрическая оболочка выполнена из композиционного материала. Внутри наружной цилиндрической оболочки выполнены направляющие, которые представляют собой единое целое с упомянутой оболочкой. Разрушаемая передняя крышка изготовлена, например, из сферопластика и способна выдерживать внешнее давление, соответствующее максимальной глубине погружения. Внутри наружной цилиндрической оболочки концентрично последней с возможностью перемещения по направляющим установлена внутренняя цилиндрическая оболочка. Последняя выполнена с возможностью разъемного соединения с ракетой посредством съемных отрывных элементов в виде пироболтов. Пироболты располагают радиально относительно продольной оси корпуса ТПК, которая геометрически совмещена с продольной осью ракеты. Внутренняя цилиндрическая оболочка выполнена с возможностью установки на ней сбрасываемой при пуске ракеты другой передней герметичной крышки. Передняя герметичная крышка внутренней цилиндрической оболочки соединена с последней посредством пирошнура. Внутри корпуса ТПК предусмотрены средства для удержания и фиксации ракеты. Последние включают опорные элементы, закрепленные на внутренней поверхности наружной цилиндрической оболочки. Опорные элементы посредством отрывных элементов, выполненных в виде параллельно установленных разрывных болтов и пироболтов, соответственно соединяются с хвостовой частью ракеты. В донной части корпуса ТПК предусмотрен электроразъем для электрической связи ракеты с корабельной системой управления пуском.

При пуске ракеты из-под воды одновременно с запуском двигателя ракеты срабатывают пироболты, установленные в донной части корпуса ТПК между хвостовой частью ракеты и закрепленными на наружной цилиндрической оболочке опорными элементами. После этого от перемещения вдоль продольной оси ТПК ракета удерживается опорными элементами через соединенные с хвостовой частью ракеты разрывные болты. Продукты сгорания топлива двигателя ракеты из подракетного (заракетного) объема через зазор между наружной и внутренней цилиндрическими оболочками корпуса ТПК попадают в подкрышечный объем между разрушаемой передней крышкой наружной цилиндрической оболочки и передней герметичной крышкой внутренней цилиндрической оболочки. При превышении давления внутри корпуса ТПК над внешним (забортным) давлением происходит разрушение передней крышки наружной цилиндрической оболочки. Под действием давления в подракетном объеме и тяги двигателя разрываются болты. соединяющие хвостовую часть ракеты с опорными элементами, и последние прекращают удерживать ракету-Внутренняя цилиндрическая оболочка, скрепленная с ракетой посредством пироболтов, начинает движение по направляющим, выполненным внутри наружной цилиндрической оболочки. После выхода ракеты из-под воды по сигналу от бортовой системы управления ракеты срабатывают пирошнур и пироболты, освобождая ракету от внутренней цилиндрической оболочки. Последняя отделяется от ракеты, и ракета продолжает свое движение без этой оболочки. В отличие от пуска из-под воды, в случае, когда пусковая установка находится на надводном корабле, при пуске ракеты после разрыва болтов, соединяющих хвостовую часть ракеты с опорными элементами, внутренняя цилиндрическая оболочка, будучи скрепленной посредством съемных зацепов и соответствующих болтов с наружной цилиндрической оболочкой корпуса ТПК, остается неподвижной.

Ракета начинает движение отдельно от внутренней цилиндрической оболочки внутри нее. После выхода ракеты из корабельного ТПК внутренняя цилиндрическая оболочка остается внутри корпуса ТПК.

Однако особенности исполнения корабельного ТПК, в совокупности с используемой схемой старта ракеты, обуславливают при пуске ракеты значительное термоэррозионное воздействие на корпус ТПК, что исключает возможность многоразового использования корпуса ТПК. Кроме того, известный ТПК имеет достаточно сложную конструкцию корпуса, что повышает трудоемкость изготовления корабельного ТПК.

Наиболее близким по совокупности существенных признаков с заявленным устройством является транспортно-пусковой модуль (ТПМ), приведенный в описании изобретения к патенту RU №2156941, F 41 F, 3/04, 2000 г., который и выбран в качестве ближайшего аналога-прототипа (здесь и ниже под ТПМ понимается ТПК в сборе с ракетой). Известный ТПМ содержит герметичный корпус в виде стакана с передней разрушаемой и задней съемной крышками с уплотнением. Внутри корпуса ТПМ установлена ракета с головным обтекателем. Корпус ТПМ выполнен из композиционного материала. Внутри стакана ТПМ выполнены направляющие, которые расположены равномерно по окружности и представляют собой единое целое со стаканом. Передняя разрушаемая крышка изготовлена, например, из сферопластика и способна выдерживать внешнее давление, соответствующее максимальной глубине погружения подводной лодки. Вместе с этим эта крышка способна разрушаться при незначительном избыточном давлении внутри контейнера. В передней части корпуса ТПМ выполнен обтюратор. В варианте выполнения изобретения обтюратор выполнен в виде прерывистой кольцевой опоры для ракеты и представляет собой единое целое с корпусом ТПМ. В других вариантах выполнения обтюратор может быть выполнен в виде перфорированной кольцевой опоры или прерывистой перфорированной кольцевой опоры. В задней (донной) части корпуса ТПМ установлены кронштейны, на которых посредством пироболтов разъемно закреплена обечайка. Обечайка выполнена с возможностью охвата и фиксации поворотных сопел ракеты с возможностью соединения с хвостовой частью ракеты посредством разрывных болтов. Кронштейны через пироболты, обечайку и разрывные болты фиксируют и удерживают ракету от перемещений. Свободный торец обечайки выполнен с боковым срезом. В донной части корпуса ТПМ со стороны задней съемной крышки установлены электроразъемы для электрической связи корабельной системы управления пуском ракеты.

При штатном пуске ракеты по сигналу от корабельной системы управления пуском в соответствии с циклограммой запуска ракет подается сигнал на включение автономных источников питания ракеты и от бортовой системы управления запускается стартовый двигатель. Продукты сгорания топлива из подракетного (заракетного) объема через зазор между корпусом ТПМ и ракетой поступают в подкрышечный объем. При этом упомянутые направляющие выполняют функцию устройства, обеспечивающего необходимый зазор для прохода образующихся газов. При превышении давления внутри корпуса ТПМ над внешним (забортным) происходит разрушение передней крышки. Под действием давления в подракетном объеме и тяги стартового двигателя разрываются болты, скрепляющие хвостовую часть ракеты с обечайкой. Поворотные сопла ракеты освобождаются от обечайки. Ракета становится управляемой и начинает движение по направляющим стакана. Покидая корпус ТПМ, ракета находится все время в газовом пузыре, который образуется за счет продуктов сгорания топлива, проходящих через обтюратор. При необходимости аварийного выброса ракеты подается сигнал на срабатывание пироболтов и на запуск стартового двигателя. Пироболты разрываются. Под действием давления в подкрышечном объеме и тяги стартового двигателя ракета начинает движение по направляющим стакана. При этом охватывающая сопла ракеты обечайка удерживается на хвостовой части ракеты с помощью разрывных болтов. Выход ракеты из контейнера при аварийном выбросе осуществляется так же, как при штатном пуске. После выхода ракеты из корпуса ТПМ благодаря отклоняющей составляющей стартового двигателя, обусловленной наличием косого среза свободного торца обечайки, обеспечивается поворот ракеты относительно ее центра масс и увод в сторону от носителя.

Недостатком известного ТПМ является значительное термоэррозионное воздействие на корпус ТПМ при пуске ракеты, что в случае повторного использования корпуса ТПМ предполагает увеличение трудоемкости работ по восстановлению корпуса ТПМ. Вместе с этим известный ТПМ имеет достаточно сложную конструкцию корпуса, что усложняет технологическую оснастку для его изготовления.

Задачей, решаемой изобретением, является создание достаточно простого, несложного в изготовлении, универсального транспортно-пускового модуля, обеспечивающего возможность многоразового использования его корпуса при обеспечении пуска ракет с пусковых установок различного базирования.

Эта задача решается благодаря тому, что транспортно-пусковой модуль, содержащий герметичный корпус в виде стакана с передней и задней крышками с уплотнением, внутри корпуса установлена ракета с головным обтекателем, причем транспортно-пусковой модуль выполнен внутри с обтюратором, снабжен кронштейнами, размещенными в корпусе, и отрывными элементами фиксации и удержания ракеты, согласно изобретению снабжен сменным кольцевым элементом, один торец которого сопряжен с соответствующим торцом стакана. Через сменный кольцевой элемент пропущены продольно расположенные резьбовые элементы, посредством которых последний соединен со стаканом. При этом посредством продольно расположенных отрывных элементов, а также радиалыю расположенных отрывных элементов сменный кольцевой элемент скреплен с головным обтекателем ракеты. Последний выполнен частично выступающим из стакана и одновременно выполняет роль передней крышки корпуса транспортно-пускового модуля. Обтюратор расположен в донной части ракеты. Стакан выполнен внутри с гладкой цилиндрической поверхностью. На задней крышке с помощью кронштейнов разъемно установлены средства для создания заракетного объема заданной величины.

Вместе с этим корпус выполнен с утолщением по наружной поверхности в местах, расположение которых соответствует расположению ответных опор пусковой установки корабля.

Кроме того, на переднем торце стакана выполнен, по меньшей мере, один направляющий элемент, взаимодействующий с соответствующим ответным элементом сменного кольцевого элемента, для обеспечения заданного углового положения ракеты относительно продольной оси корпуса транспортно-пускового модуля.

Вместе с этим упомянутые продольно расположенные отрывные элементы выполнены в виде разрывных болтов.

Кроме того, упомянутые радиально расположенные отрывные элементы выполнены в виде пироболтов.

Транспортно-пусковой модуль снабжен сменной крестовиной с баллоном наддува, заполненным не поддерживающим горение газом, при этом сменная крестовина разъемно установлена внутри корпуса транспортно-пускового модуля между ракетой и задней крышкой.

Вместе с этим головной обтекатель ракеты выполнен отделяющимся в полете.

Технический результат использования изобретения состоит в том, что оно позволяет создать универсальный транспортно-пусковой модуль, обеспечивающий при пуске установленной в нем ракеты возможность снижения термоэррозионного воздействия на корпус ТПМ, что, в конечном счете, позволяет повысить возможность многоразового использования корпуса ТПМ. Вместе с этим изобретение обеспечивает упрощение конструкции корпуса ТПМ, что позволяет снизить трудоемкость изготовления ТПМ, в частности, за счет упрощения технологической оснастки для его изготовления. Кроме того, обеспечивается возможность снижения материалоемкости ТПМ благодаря приданию головному обтекателю ракеты, установленной в ТПМ, дополнительной функции, а именно - функции передней крышки корпуса ТПМ.

На фиг.1 схематично показан транспортно-пусковой модуль, общий вид, продольный разрез; на фиг.2 - то же, вид по А на фиг.1; на фиг.3 – устройство крепления сменного кольцевого элемента в сборе с головным обтекателем ракеты к стакану ТПМ, разрез по В-В на фиг.2; на фиг.4 - пироболт, скрепляющий сменный кольцевой элемент с головным обтекателем ракеты, разрез по Г-Г на фиг.2; на фиг.5 - разрывной болт, скрепляющий сменный кольцевой элемент с головным обтекателем ракеты, и направляющий элемент стакана, взаимодействующий с ответным элементом, выполненным на сменном кольцевом элементе, разрез по Д-Д на фиг.2; на фиг.6 - сменная крестовина с баллоном наддува и пороховые аккумуляторы давления, разрез по Е-Е на фиг.1.

В варианте осуществления изобретения ТПМ используется в пусковой установке, например, подводной лодки (на чертеже не показано). Транспортно-пусковой модуль содержит герметичный корпус в виде стакана 1 с передней и задней крышками 2, 3 с уплотнением 4. В варианте осуществления изобретения стакан 1 и задняя крышка 3 выполнены из композиционного материала. Внутри корпуса (стакана) установлена ракета 5 с головным обтекателем “а”. Головной обтекатель ракеты выполнен частично выступающим из стакана 1 и в собранном состоянии ТПМ одновременно выполняет роль передней крышки корпуса ТПМ (т.е., по существу, передняя крышка стакана 1 конструктивно совмещена с головным обтекателем ракеты 5). В варианте выполнения изобретения при пуске ракеты головной обтекатель ракеты, после отделения в сборе с ракетой от корпуса ТПМ, отделяется от ракеты на начальном участке полета.

ТПМ снабжен сменным кольцевым элементом 6, один торец которого сопряжен с соответствующим торцом стакана 1. Сменный кольцевой элемент 6, по существу, служит переходником, связывающим стакан 1 с головным обтекателем “а” ракеты 5. Через сменный кольцевой элемент 6 пропущены продольно расположенные резьбовые элементы (например, болты) 7, посредством которых сменный кольцевой элемент соединен со стаканом 1. Вместе с этим сменный кольцевой элемент 6 посредством продольно расположенных отрывных элементов 8, а также радиально расположенных отрывных элементов 9 скреплен с головным обтекателем “а” ракеты 5, который, когда ракета установлена внутри корпуса (стакана) 1, одновременно выполняет роль передней крышки последнего.

В варианте выполнения продольно расположенные отрывные элементы 8 выполнены в виде разрывных болтов, а радиально расположенные отрывные элементы 9 выполнены в виде пироболтов.

На переднем торце стакана 1 выполнены направляющие элементы, взаимодействующие с соответствующими ответными элементами 10 сменного кольцевого элемента 6, для обеспечения заданного углового положения ракеты 5 относительно продольной оси 11 корпуса ТПМ. В варианте осуществления изобретения упомянутые направляющие элементы выполнены, например, в виде глухих отверстий “b”, а ответные элементы 10 выполнены каждый, например, в виде цилиндрического стержня с коническим концом.

ТПМ выполнен внутри с обтюратором 12, который расположен в донной (хвостовой) части ракеты 5. В варианте осуществления изобретения обтюратор 12 выполнен, например, в виде резинового кольца, установленного на корпусе ракеты. Стакан 1 выполнен внутри с гладкой цилиндрической поверхностью “с”. В варианте выполнения изобретения корпус ТПМ выполнен с утолщением “d” по наружной поверхности в местах, расположение которых соответствует расположению ответных опор пусковой установки корабля. Эти же места используются в качестве опорных зон при транспортировке ТПМ в горизонтальном положении.

На задней крышке 3 ТПМ с помощью кронштейнов 13 разъемно установлены средства 14 для создания заракетного объема заданной величины. В варианте осуществления изобретения в качестве подобных средств используются, например, пороховые аккумуляторы давления (ПАД). В другом варианте выполнения (на чертеже не показано) это могут быть, например, пружинные устройства.

ТПМ снабжен сменной крестовиной 15 с баллоном 16 наддува, заполненным не поддерживающим горение газом, например, азотом. Сменная крестовина 15 разъемно установлена внутри корпуса ТПМ между ракетой 5 и задней крышкой 3.

В донной части корпуса ТПМ также предусмотрен электроразъем для электрической связи корабельной системы управления пуском ракеты 5 (на чертеже не показано).

Транспортно-пусковой модуль работает следующим образом.

Перед загрузкой ракеты 5 в корпус ТПМ на головном обтекателе “а” ракеты с помощью отрывных элементов 8 и 9 закрепляют сменный кольцевой элемент (переходник) 6. После этого ракету загружают в корпус (стакан) 1 путем перемещения вдоль оси 11 до упора торца сменного кольцевого элемента 6 в соответствующий торец стакана 1. При этом направляющие элементы “b” стакана 1, взаимодействуя с ответными элементами 10 сменного кольцевого элемента 6, обеспечивают заданное угловое положение ракеты 5 относительно продольной оси 11 корпуса ТПМ. Затем с помощью резьбовых элементов 7 сменный кольцевой элемент 6 в сборе с головным обтекателем ракеты (т.е. в сборе с ракетой) закрепляют на стакане 1. Таким образом, посредством сменного кольцевого элемента 6, резьбовых элементов 7 и соединенных с головным обтекателем ракеты отрывных элементов 8, 9 обеспечивается фиксация и удержание ракеты в заданном положении относительно корпуса ТПМ. В таком виде ТПМ может транспортироваться любыми видами транспорта, а также находиться в пусковых установках различного базирования (в том числе и на подводных кораблях), не требуя обслуживания.

При пуске ракеты по сигналу, например, от корабельной системы управления, в соответствии с циклограммой запуска ракет, подается сигнал на срабатывание пироклапана (на чертеже не показано) баллона наддува 16. В результате срабатывания пироклапана находящийся под давлением в баллоне 16 не поддерживающий горение газ начнет поступать в заракетный объем “е”. При этом благодаря наличию обтюратора 12 газ локализуется внутри корпуса ТПМ между задней крышкой 3 и хвостовой частью ракеты 5.

После заполнения заракетного объема “е” не поддерживающим горение газом подается сигнал на срабатывание пироболтов 9 и пороховых аккумуляторов давления 14. Благодаря расположенному в донной (хвостовой) части ракеты обтюратору 12 в результате воздействия на ракету давления газов, заполняющих заракетный объем, разрываются болты 8, удерживающие ракету от перемещения относительно корпуса ТПМ. Ракета, как поршень в цилиндре, начинает движение по гладкой цилиндрической поверхности “с” стакана 1. Когда ракета пройдет некоторое расстояние (например, равное половине длины ее корпуса) и образуется заракетный объем заданной величины, включается двигатель ракеты.

Благодаря заполнению заракетного объема не поддерживающим горение газом исключается возможность догорания ракетного топлива внутри корпуса ТПМ, что позволяет снизить тепловой поток в донной части корпуса ТПМ и, соответственно, позволяет снизить термоэррозионное воздействие на корпус ТПМ. При этом благодаря тому, что перед включением двигателя ракеты происходит увеличение заракетного объема, обеспечивается возможность сокращения периода работы двигателя ракеты внутри корпуса ТПМ, что, в свою очередь, позволяет снизить термоэррозионное воздействие на корпус ТПМ.

В процессе пуска ракеты сменный кольцевой элемент (переходник) 6 предохраняет соответствующую концевую часть стакана 1, выполненного из композиционного материала, от прямого воздействия пироболтов 9 и от прямого газодинамического воздействия стартующей ракеты.

После выхода ракеты из-под воды по сигналу бортовой системы управления ракеты от нее отделяется (отстреливается) головной обтекатель “а”, в результате чего освобождается воздухозаборник ракеты. Таким образом, головной обтекатель ракеты 5, выполняя одновременно роль передней крышки корпуса ТПМ, обеспечивает герметизацию корпуса ТПМ при хранении и транспортировке ТПМ, обеспечивает возможность крепления ракеты к корпусу ТПМ и возможность герметизации воздухозаборника ракеты при старте из-под воды.

При техническом обслуживании ТПМ после пуска ракеты снимают резьбовые элементы (болты) 7 и таким образом сменный кольцевой элемент (переходник) 6 отсоединяют от стакана 1. Затем при снятой задней крышке 3 от кронштейнов 13 отсоединяют отработавшие ПАД 14. От корпуса ТПМ отсоединяют сменную крестовину 15 с баллоном наддува 16. Корпус ТПМ очищают от следов газодинамического воздействия. Взамен снятых ПАД 14 и сменной крестовины 15 с баллоном наддува 16 устанавливают соответственно новые. Заднюю крышку 3 устанавливают на штатное место. Таким образом, корпус ТПМ подготавливают к загрузке другой ракеты и к повторному использованию.

Таким образом, обеспечивается возможность многоразового использования корпуса ТПМ при обеспечении пуска с пусковых установок как надводных кораблей, так и подводных лодок независимо от того, в надводном или подводном положении находится носитель при пуске ракет.

В других вариантах осуществления изобретения, например, при использовании ТПМ в наземных подвижных или стационарных пусковых установках, ТПМ работает аналогичным образом.

Таким образом, благодаря особенности исполнения ТПМ изобретение позволяет создать универсальный ТПМ, обеспечивающий при пуске установленной в нем ракеты возможность снижения термоэррозионного воздействия на корпус ТПМ, что, в конечном счете, позволяет повысить возможность многоразового использования корпуса ТПМ. Вместе с этим изобретение обеспечивает упрощение конструкции корпуса ТПМ, что позволяет снизить трудоемкость изготовления ТПМ. Кроме того, изобретение обеспечивает возможность снижения материалоемкости ТПМ благодаря приданию головному обтекателю ракеты, установленной в ТПМ, функции передней крышки корпуса ТПМ.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности, к пусковым установкам надводных кораблей и подводных лодок. Сущность изобретения заключается в том, что транспортно-пусковой модуль (ТПМ) содержит герметичный корпус в виде стакана с передней и задней крышками с уплотнением. Внутри стакана установлена ракета с головным обтекателем. Головной обтекатель ракеты выполнен частично выступающим из стакана и в собранном состоянии ТПМ одновременно выполняет роль передней крышки корпуса ТПМ. ТПМ снабжен сменным кольцевым элементом, один торец которого сопряжен с соответствующим торцом стакана. Через сменный кольцевой элемент пропущены продольно расположенные резьбовые элементы (например, болты), посредством которых сменный кольцевой элемент соединен со стаканом. Вместе с этим посредством продольно расположенных отрывных элементов, выполненных в виде, например, разрывных болтов, а также радиально расположенных отрывных элементов, выполненных, например, в виде пироболтов, сменный кольцевой элемент скреплен с головным обтекателем ракеты. ТПМ выполнен внутри с обтюратором, который расположен в донной (хвостовой) части ракеты. Стакан выполнен внутри с гладкой цилиндрической поверхностью. На задней крышке с помощью кронштейнов разъемно установлены средства для создания заракетного объема заданной величины. Реализация изобретения обеспечивает возможность снижения термоэррозионного воздействия на корпус (ТПМ) при пуске ракеты, что позволяет повысить возможность его многоразового использования. 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Транспортно-пусковой модуль (ТПМ), содержащий герметичный корпус в виде стакана с передней и задней крышками с уплотнением, внутри корпуса установлена ракета с головным обтекателем, причем ТПМ выполнен внутри с обтюратором, снабжен кронштейнами, размещенными в корпусе, и отрывными элементами фиксации и удержания ракеты, отличающийся тем, что он снабжен сменным кольцевым элементом, один торец которого сопряжен с соответствующим торцом стакана, через сменный кольцевой элемент пропущены продольно расположенные резьбовые элементы, посредством которых последний соединен со стаканом, при этом посредством продольно расположенных отрывных элементов, а также радиально расположенных отрывных элементов сменный кольцевой элемент скреплен с головным обтекателем ракеты, при этом последний выполнен частично выступающим из стакана и одновременно выполняет роль передней крышки корпуса ТПМ, причем обтюратор расположен в донной части ракеты, стакан выполнен внутри с гладкой цилиндрической поверхностью, а на задней крышке с помощью кронштейнов разъемно установлены средства для создания заракетного объема заданной величины.2. Транспортно-пусковой модуль по п.1, отличающийся тем, что корпус выполнен с утолщением по наружной поверхности в местах, расположение которых соответствует расположению ответных опор пусковой установки корабля.3. Транспортно-пусковой модуль по п.1 или 2, отличающийся тем, что на переднем торце стакана выполнен, по меньшей мере, один направляющий элемент, взаимодействующий с соответствующим ответным элементом сменного кольцевого элемента, для обеспечения заданного углового положения ракеты относительно продольной оси корпуса ТПМ.4. Транспортно-пусковой модуль по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что упомянутые продольно расположенные отрывные элементы выполнены в виде разрывных болтов.5. Транспортно-пусковой модуль по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что упомянутые радиально расположенные отрывные элементы выполнены в виде пироболтов.6. Транспортно-пусковой модуль по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что он снабжен сменной крестовиной с баллоном наддува, заполненным не поддерживающим горение газом, при этом сменная крестовина разъемно установлена внутри корпуса между ракетой и задней крышкой.7. Транспортно-пусковой модуль по любому из пп.1-6, отличающийся тем, что головной обтекатель ракеты выполнен отделяющимся в полете.