МЕХАНИЗМ УДЕРЖАНИЯ РАКЕТЫ В ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ Российский патент 2015 года по МПК F42B15/00 

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для применения в ракетах, запускаемых из транспортно-пускового контейнера (ТПК).

Ракета, размещенная в ТПК для исключения повреждения ее элементов при транспортировании и хранении, требует своего закрепления в ТПК.

Известны механизмы удержания ракет, представленные патентами RU №233940, RU №2334192 и RU №2329458. Последний принят за прототип, в котором механизм удержания представлен в виде разрезного пружинного кольца и заслонки. Заслонка выполнена в виде ступенчатой втулки, которая в исходном положении фиксирует разрезное пружинное кольцо, охватывая его по наружному диаметру, на корпусе двигателя. На наружной поверхности ступенчатой втулки установлены упорная и толкательная втулки, на торцах которых имеются выступы. Выступы упорной втулки упираются в двигатель, а выступы толкательной втулки опираются на наружный диаметр конусной поверхности двигателя и взаимодействуют скошенными уступами с разрезным пружинным кольцом по скосам, выполненным на внутренней поверхности. Ступенчатая и толкательная втулки продольно перемещаются относительно друг друга и разрезного пружинного кольца. Механизм удержания закрепляется на контейнере резьбовым кольцом, который поджимает упорную втулку к торцу двигателя.

Недостатком данной конструкции механизма удержания ракеты является сложность исполнения.

Технической задачей изобретения является создание более простой, компактной и надежной конструкции механизма закрепления ракеты в ТПК.

Задача решается за счет того, что ракета, расположенная в ТПК, в своей конструкции имеет пазы, выполненные на конической поверхности кормового отсека и расположенные в вертикальной плоскости симметрично относительно горизонтальной плоскости. Пазы предназначены для размещения элементов конструкции механизма закрепления ракеты в ТПК. Механизм состоит из двух кронштейнов, закрепленных на внутренней поверхности ТПК и расположенных симметрично относительно горизонтальной плоскости. Кронштейн представляет собой конструкцию из зацепа, упора, тандера, флажка, которая расположена в задней части ТПК.

Зацеп в своей конструкции имеет два отверстия, одним отверстием крепится на кронштейне, другое предназначено для крепления тандера. С противоположной стороны от отверстий имеется «зуб», который входит в паз ракеты и удерживает ее при помощи тандера.

Упор является одновременно ограничителем размещения ракеты в ТПК и силовым элементом, воспринимающим нагрузку от зацепа при закреплении ракеты при помощи тандера.

Тандер представляет собой муфту, в которую с одной стороны вворачивается вилка, с другой стороны - валик с установленными гайками, и служит для стягивания зацепа с флажком. Вилка крепится к отверстию в зацепе, а валик устанавливается в Т-образный паз во флажке.

Флажок, основной элемент конструкции, имеет с одной стороны Т-образный паз в зоне оси вращения для стыковки с тандером, а с противоположной стороны - площадку с отверстиями для фиксации флажков пластиной между собой при закреплении ракеты.

Изложенная сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 - механизм удержания ракеты, на фиг.2 - конструкция тандера, на фиг.3 - вид сзади на механизм удержания ракеты, на фиг.4 - стыковка валика с флажком.

Механизм удержания (фиг.1) представляет собой кронштейн 9, на котором расположены зацеп 3, упор 8, флажок 7 и тандер 5. Зацеп 3 закреплен на оси вращения 2 и соединен с флажком 7 при помощи регулируемого тандера 5, упираясь в паз 4 ракеты 6. Флажок 7, находясь перпендикулярно горизонтальной оси ТПК 1, поджат к зацепу 2 муфтой 12 (фиг.2) и законтрен гайками 11, расположенными на вилке 10 и валике 13. Тем самым флажок 7 через зацеп 2 поджимает ракету 6 к выставленному упору 8. Сами флажки 7 между собой крепятся пластиной 14 (Фиг.3), которая фиксирует положение флажков 7 и механизм удержания ракеты в целом.

Система работает следующим образом: при запуске двигателя ракеты 6 газовая струя воздействует на пластину 14 и флажки 7, в результате чего прожигает пластину 14, освобождает флажки 7, и под действием давления газовой струи флажки 7 раскрываются. При раскрытии флажков 7 освобождаются тандеры 5 путем совмещения Т-образных пазов 15 во флажках 7 и Т-образных валиков 13 (фиг.4), тем самым раскрепляется ракета 6.

При такой конструкции механизма удержания происходит мгновенное высвобождение ракеты от зацепов, что обеспечивает наименьшее силовое воздействие, и, как следствие, исключаются возмущения ракеты. Данный механизм удержания ракеты прост в изготовлении и монтаже.

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для применения в ракетах, запускаемых из транспортно-пускового контейнера. Конструкция узла механизма удержания представляет собой кронштейн, на котором смонтированы упор, флажок, тандер и зацеп, размещенный на оси вращения в передней части кронштейна механизма удержания. В конструкции зацепа имеется ось под крепление тандера, служащего как скрепляющий элемент конструкции зацепа с флажком, при помощи которого происходит поджатие заднего торца ракеты к упору механизма удержания. Конструкция флажка имеет ось вращения, закрепленную на кронштейне. В зоне оси вращения во флажке выполнен Т-образный паз для фиксации тандера, с противоположной стороны выполнена площадка с отверстиями для крепления фиксирующей пластины. Фиксирующая пластина соединяет флажки двух узлов механизма удержания. Достигается надежная фиксация при транспортировании, а при пуске в момент пережигания пластины - наименьшие возмущения. 3 з.п. ф-лы; 4 ил.

1. Механизм удержания ракеты в транспортно-пусковом контейнере, отличающийся тем, что представляет собой кронштейны с установленными на них упорами, зацепами, флажками, соединенными с зацепами при помощи тандеров, а между собой - при помощи пластины, перегорающей при срабатывании двигателя, тем самым освобождая флажки для их раскрытия с последующим раскреплением зацепов из пазов в кормовом отсеке ракеты.

2. Механизм удержания ракеты в транспортно-пусковом контейнере по п.1, отличающийся тем, что в конструкции кормового отсека ракеты имеются пазы для закрепления механизма удержания.

3. Механизм удержания ракеты в транспортно-пусковом контейнере по п.1, отличающийся тем, что срабатывание механизма удержания происходит за счет пережигания пластины и отвода флажков газовой струей.

4. Механизм удержания ракеты в транспортно-пусковом контейнере по п.1, отличающийся тем, что прост в монтаже.