СПОСОБ ДЕСАНТИРОВАНИЯ РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ПРИ ПУСКЕ ИЗ САМОЛЕТА-НОСИТЕЛЯ И АВИАЦИОННАЯ ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА Российский патент 2016 года по МПК F41F3/06 

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования преимущественно ракет космического назначения (РКН) при пуске из самолета-носителя (СН).

Известен способ и устройство (патент США №5279199, опубликован 18.01.1994 г.) для запуска ракеты из самолета в направлении, противоположном его полета, содержащее пусковую трубу, в которой размещается ракета с направлением головной части в сторону полета, устройство выталкивания ее из трубы, состоящее из эластичного надувного мешка и устройства нагнетания давления.

Недостаток данного изобретения заключается в том, что при пуске баллистической ракеты космического назначения массой до 100 т из транспортно-пускового контейнера (ТПК), размещенного в грузовой кабине СН, путем выталкивания ее эластичным надувным мешком, расположенным в донной части и кольцевом зазоре между ракетой и ТПК, большая часть корпуса ракеты будет контактировать с оболочкой надувного мешка, что препятствует оптимальному расположению на корпусе ракеты опорно-ведущих поясов (ОВП) для обеспечения безударного выхода ее из ТПК и снижению поперечных нагрузок на корпус до допустимых величин. Кроме того, при размещении РКН в ТПК головной частью в направлении, противоположном полету СН, потребуется защита сопла двигателя и агрегатов хвостового отсека ракеты от силового воздействия создаваемого оболочкой надувного мешка.

Известна также самолетная пусковая установка для пуска РКН (патент России №2401408 опубликован 10.10.2010 г.), содержащая закрепленный на грузовом полу ТПК с днищем и открытым торцом, ориентированным в хвост самолета, энергетическое средство выталкивания ракеты из ТПК, ОВП, закрепленные на ракете, устройство удержания ракеты в контейнере, устройство отделения электропневмогидравлических связей ТПК от ракеты, устройство герметизации открытого торца ТПК.

Недостаток известной самолетной пусковой установки заключается в том, что при пуске в момент выхода ракеты из ТПК в зоне хвостового люка СН возникает повышенное по отношению к окружающему давление из-за эффекта «выхлопа» газов, истекающих из ТПК, что приводит к воздействию нерасчетных нагрузок на створки хвостового люка и другие элементы хвостовой части фюзеляжа CH.

В качестве прототипа принята самолетная пусковая установка по патенту №2401408, как наиболее близкий аналог по технической сущности и количеству общих существенных признаков.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является устранение приведенных выше недостатков и создание надежного способа десантирования РКН при пуске из СН и авиационной пусковой установки (АПУ), обеспечивающей минимальное силовое воздействие на CH.

Решение поставленной технической задачи согласно предлагаемому изобретению достигается тем, что способ десантирования РКН из СН путем катапультирования ее из ТПК под действием поршневой силы, создаваемой избыточным давлением в герметизированной полости в донной части ТПК, предусматривает образование такой полости между днищем контейнера и жестким поддоном, закрепленным на хвостовой части ракеты, который при десантировании РКН отделяют от нее, останавливают и удерживают в ТПК, зоне его открытого торца, после чего давление в герметизированной полости выравнивают с наружным.

Авиационная пусковая установка, реализующая этот способ, содержит ТПК, закрепленный в грузовой кабине СН, и имеет в своем составе скрепленный с хвостовой частью ракеты жесткий герметичный поддон с силовым фланцем, выступающим за мидель ракеты, на котором закреплен обтюратор, выполненный в виде кольцевой резиновой манжеты, контактирующий с внутренней стенкой контейнера, причем поддон соединен с хвостовой частью ракеты с возможностью его отделения при пуске при взаимодействии силового фланца с тормозным устройством, установленным внутри контейнера в зоне открытого торца, при этом тормозное устройство содержит не менее двух безоткатных демпферов, каждый из которых имеет корпус с цилиндрической полостью, внутри которой размещен пакет плоских дискообразных пластин, разделенных между собой кольцами, а конец штока демпфера, взаимодействующий с дискообразными пластинами, имеет заостренный профиль и кольцевые канавки, образованные на цилиндрической части штока. Кроме того, на силовом фланце поддона в местах контакта его со штоками тормозных устройств установлены ловители, снабженные захватами, причем корпус каждого ловителя имеет радиально ориентированные пазы с параллельными и наклонными поверхностями и установлены на силовом фланце с возможностью смещения в тангенциальном направлении при взаимодействии со штоком тормозного устройства, концы которых имеют кольцевой выступ, переходящий в конусообразный наконечник, при этом захваты каждого ловителя выполнены в виде двух параллельных подпружиненных планок, которые размещены в прорезях, образованных в параллельных стенках радиальных пазов корпуса и взаимодействуют с кольцевым выступом штока демпфера тормозного устройства при его контакте с опорной плоскостью ловителя.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид АПУ, размещенной в грузовой кабине СН, на фиг. 2 дан поперечный разрез ТПК, на фиг. 3 и 4 представлена донная часть ТПК с поддоном, на фиг. 5 и 6 показано тормозное устройство в момент взаимодействия с силовым фланцем поддона, на фиг. 7 и 8 показан ловитель с захватным устройством.

В состав АПУ для пуска РКН 1 входят, закрепленный в грузовой кабине СН 2, ТПК 3 с днищем 4 и открытым торцом 5, который ориентирован в хвост СН 2, снабжен устройством герметизации 6, и ложементными опорами 7. АПУ содержит также размещенное в донной части 8 ТПК 3 энергетическое средство 9 для выталкивания РКН 1 из ТПК 3, закрепленные на РКН 1 опорно-ведущие пояса 10, устройство удержания 11 РКН 1 в ТПК 3, тормозное устройство 12 и закрепленный на хвостовой части 13 РКН 1 жесткий герметичный поддон 14, снабженный силовым фланцем 15 (Фиг. 4), на котором закреплен обтюратор 16, причем поддон 14 соединен с хвостовой частью 13 разрывными болтами 16 и пироболтами 17. Устройство удержания 11 РКН 1 в ТПК 3 представляет собой упругую кольцевую опору 18, закрепленную на внутреннем кольцевом фланце 19, образованном на корпусе ТПК 3, и соединенную посредством разрывных болтов 20 и пироболтов 21 с силовым фланцем 15 поддона 14.

Тормозное устройство 12 содержит не менее двух безоткатных демпферов 22 (фиг. 5), расположенных внутри ТПК 3 в зоне открытого торца 5, каждый из которых содержит корпус 23 с цилиндрической полостью 24, внутри которой размещен пакет плоских дискообразных пластин 25, разделенных между собой кольцами 26, при этом конец штока 27 демпфера 22, взаимодействующий с пластинами 25, имеет заостренный профиль 28 и кольцевые канавки 29. Другой конец штока 27, взаимодействующий с силовым фланцем 15, имеет кольцевой выступ 30, переходящий в конусообразный наконечник 31, взаимодействующий с ловителем 32, установленным на силовом фланце 15 с возможностью тангенциального смещения за счет наличия пазов 33, выполненных в корпусе 34 ловителя 32, имеющего радиальный паз 35 с параллельными 36 и наклонными 37 поверхностями, и две радиальные прорези 38, образованные в корпусе 34, в которых размещены подпружиненные планки 39, взаимодействующие с кольцевым выступом 30 конусообразного наконечника 31 штока 27 демпфера 22.

При осуществлении пуска РКН 1 самолет-носитель 2 выполняет маневр «Горка» и по команде «Пуск» аппаратура управления полетом (АУП) формирует и выдает команду на задействование пироболтов 21, соединяющих силовой фланец 15 поддона 14 с кольцевой опорой 18 устройства удержания 11, и задействования пироболтов 17, соединяющих поддон 14 с хвостовой частью 13 РКН 1. При срабатывании пироболтов 17 и 21 происходит частичное разрушение жесткой связи между РКН 1 и ТПК 3.

По команде «Сброс» АУП задействует энергосредство 9, при работе которого в герметизированной полости 40 между днищем и поддоном 14 образуется избыточное давление газов, создающее продольное усилие на поддон 14, под действием которого разрушаются разрывные болты 20, соединяющие силовой фланец 15, что приводит к полному разрушению жесткой связи между РКН 1 и ТПК 3. При движении РКН 1 в ТПК 3 под действием поршневой силы и контакте силового фланца 15 поддона 14 со штоками 27 демпферов 22 тормозного устройства 12 происходит разрушение разрывных болтов 17, соединяющих поддон 14 с хвостовой частью 13 РКН 1, и поддон 14 отделяется от РКН 1, останавливается и удерживается внутри ТПК 3 в зоне открытого торца 5, а РКН 1 с набранной скоростью десантируется из СН 2.

Наличие обтюратора на поддоне препятствует истечению газов из ТПК 3, что исключает силовое и тепловое воздействие их на створки грузового люка хвостовой части СН 2 и тем самым обеспечивает безопасность и надежность десантирования РКН 1 из СН 2. Остановка поддона 14 в зоне открытого торца 5 ТПК 3 осуществляется тормозным устройством 12 путем последовательного разрушения (пробивания) заостренным концом 28 штока 27 дискообразных пластин 25 демпфера 22 до полного погашения кинетической энергии поддона 14, при этом удержание поддона 14 после его остановки, обеспечивается захватами ловителей 32 при взаимодействии их подпружиненных планок 39 с кольцевым выступом 30 наконечника 31 штока 27 демпфера 22.

Предлагаемый способ десантирования РКН при пуске из СН и авиационная пусковая установка обеспечивают надежное, безопасное десантирование РКН из СН, минимальное силовое и тепловое воздействие на CH.

Группа изобретений относится к авиакосмической технике, в частности к способу десантирования ракеты космического назначения и к авиационной ракетной пусковой установке. Способ десантирования ракеты космического назначения из самолета-носителя заключается в пуске из транспортно-пускового контейнера и катапультирования ее под действием поршневой силы, создаваемой избыточным давлением газа в герметизированной полости. Герметизированную полость образуют между днищем контейнера и жестким поддоном, закрепленным на хвостовой части ракеты. Авиационная пусковая установка включает закрепленный в грузовой кабине самолета-носителя транспортно-пусковой контейнер с днищем и открытым торцом, энергетическое средство выталкивания ракеты, опорно-ведущие пояса, устройство удержания ракеты в контейнере и герметичный поддон. Контейнер ориентирован в хвост самолета и снабжен устройством герметизации. Поддон снабжен силовым фланцем, выступающим за мидель ракеты и соединенным с устройством удержания ее в контейнере. Достигается создание способа запуска ракеты из самолета носителя. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Способ десантирования ракеты космического назначения из самолета-носителя при пуске из транспортно-пускового контейнера, размещенного в грузовой кабине самолета-носителя с ориентацией открытого торца контейнера в сторону хвостовой части самолета, путем катапультирования ее под действием поршневой силы, создаваемой избыточным давлением газа в герметизированной полости, образованной между хвостовой частью ракеты и днищем контейнера, отличающийся тем, что герметизированную полость образуют между днищем контейнера и жестким поддоном, закрепленным на хвостовой части ракеты, который при пуске отделяют от нее, останавливают и удерживают в зоне открытого торца контейнера, после чего давление в герметизированной полости выравнивают с наружным.

2. Авиационная пусковая установка для пуска ракеты космического назначения, включающая закрепленный в грузовой кабине самолета-носителя транспортно-пусковой контейнер с днищем и открытым торцом, который ориентирован в хвост самолета и снабжен устройством герметизации, размещенное в донной части контейнера энергетическое средство выталкивания ракеты из транспортно-пускового контейнера, опорно-ведущие пояса, закрепленные на ракете, устройство удержания ракеты в контейнере, отличающаяся тем, что содержит скрепленный с хвостовой частью ракеты жесткий герметичный поддон, снабженный силовым фланцем, выступающим за мидель ракеты и соединенным с устройством удержания ее в контейнере, причем на силовом фланце закреплен обтюратор, выполненный в виде кольцевой резиновой манжеты, контактирующей с внутренней стенкой контейнера, при этом поддон соединен с хвостовой частью ракеты с возможностью его отделения от нее при пуске при взаимодействии силового фланца с тормозным устройством, установленным внутри контейнера, в зоне открытого торца.

3. Авиационная пусковая установка для пуска ракеты космического назначения по п. 2, отличающаяся тем, что в ней тормозное устройство содержит не менее двух безоткатных демпферов, каждый из которых имеет корпус с цилиндрической полостью, внутри которой размещен пакет плоских дискообразных пластин, разделенных между собой кольцами, при этом конец штока демпфера, взаимодействующий с дискообразными пластинами, имеет заостренный профиль и кольцевые канавки, образованные на цилиндрической части штока.

4. Авиационная пусковая установка для пуска ракеты космического назначения по п. 3, отличающаяся тем, что на силовом фланце поддона в местах контакта его со штоками тормозных устройств установлены ловители, снабженные захватами, причем корпус каждого ловителя имеет радиально ориентированные пазы с параллельными и наклонными стенками и установлены на силовом фланце с возможностью смещения в тангенциальном направлении при взаимодействии со штоком демпфера тормозного устройства, конец которого имеет кольцевой выступ, переходящий в конусообразный наконечник, при этом захваты каждого ловителя выполнены в виде двух параллельных подпружиненных планок, которые размещены в прорезях, образованных в параллельных стенках радиальных пазов корпуса, и взаимодействуют с кольцевым выступом штока демпфера тормозного устройства при его контакте с ловителем.