Результат интеллектуальной деятельности: СТЕНД ДЛЯ КОНТРОЛЯ ПАРАМЕТРОВ СХОДА АВИАЦИОННОЙ РАКЕТЫ

Изобретение относится к области периодических испытаний по определению усилий удержания и схода авиационных, преимущественно, управляемых ракет с авиационных пусковых установок (АПУ). Оно может быть также использовано как при проведении климатических испытаний ракет и АПУ, так и как средство контроля технического состояния электромеханических систем АПУ для принятия решения о целесообразности дальнейшего их применения или ремонта.

Известны стенды для испытаний и контроля параметров авиационного ракетного вооружения, см. патенты RU №2249808 от 2003 г., RU №228520 от 2005 г., RU №2365851 от 2008 г.

Представленный патентом RU №2365851 от 2008 г. стенд для контроля параметров пускового устройства авиационной ракеты, выбранный в качестве ближайшего аналога для предлагаемого изобретения, содержит блок задания условий тестирования и соединенный с ним вибронагружатель пускового устройства, к последнему подключен измерительный модуль, связанный с блоком обработки и анализа данных, соединенным с устройством отображения, отличающийся тем, что, в него дополнительно введен имитатор усилия схода, механически связанный с ракетой и датчиком силы, подключенным к измерительному модулю, а также блок ввода требуемых параметров пускового устройства, соединенный с блоком обработки и анализа данных, при этом на вибронагружатель жестко установлена коробчатая станина, к которой с помощью типовых самолетных узлов подвешено пусковое устройство, а посредством силового кронштейна, с возможностью его отсоединения, закреплен имитатор усилия схода, при этом имитатор усилия схода ракеты с пускового устройства выполнен в виде силового гидравлического цилиндра.

Применительно к поставленной задаче имитации процесса схода авиационной ракеты с АПУ с определением соответствующих усилий известное оборудование характеризуется следующими недостатками:

- сложность загрузки ракеты на стенде в силу необходимости ручного труда;

- большая трудоемкость при проведении многократного цикла имитации схода ракеты;

- большие габариты (в продольном измерении) стенда, поскольку, как следует из представленных в патенте материалов, силовой гидравлический цилиндр должен быть размещен сзади ракеты (соосно с ней).

Задачей изобретения является создание компактного стенда для определения усилий схода ракеты, позволяющего при минимальных временных затратах осуществлять имитацию схода ракеты с АПУ.

Техническим результатом изобретения является упрощение стенда, уменьшение его габаритов и снижение временных затрат обслуживающего персонала.

Достижение указанного технического результата при осуществлении предложенного технического решения обеспечивается тем, что в стенде для контроля параметров схода авиационной ракеты, включающем коробчатую станину, закрепленное на ней с помощью типовых самолетных узлов подвесное устройство для размещения на нем авиационной ракеты, имитатор усилия схода ракеты с пускового устройства в виде силового гидравлического цилиндра и измерительный модуль с подключенным к нему датчиком силы, на верхней половине коробчатой станины с возможностью продольного перемещения установлена каретка с двумя хомутами, свободно охватывающими подвесное устройство и корпус ракеты, а силовой гидравлический цилиндр закреплен внизу коробчатой станины параллельно ракете с возможностью приложения усилия на ракету вдоль ее продольной оси посредством гибкой тяги, например, каната, один конец которого через датчик силы, выполненный в виде тензометра, связан со штоком гидравлического цилиндра, а второй через обводные ролики, закрепленные на станине, с хвостовой частью ракеты. При этом каретка выполнена с возможностью вертикального перемещения ракеты для чего снабжена подъемным механизмом с прикрепленной к нему рамкой, на боковых краях которой закреплены верхние концы хомутов.

На Фиг.1 представлен вид в изометрии заявляемого стенда, на Фиг.2 - вид его сбоку, а на Фиг.3 - вид на стенд спереди со стороны головной части ракеты.

Стенд состоит из пространственной рамы 1, образующей станину для всего оборудования. В верхней половине рамы 1 вдоль нее размещена балка 2 с закрепленным на ней через самолетные узлы подвески 3 и 4 штатным пусковым устройством 5. На раме 1 на ее верхних продольных направляющих 6 размещена каретка 7 с закрепленным на ее середине подъемным винтовым механизмом 8 с рамкой 9. К боковым сторонам рамки 9 прикреплены концы двух хомутов 10 и 11, свободно охватывающих с боков вышеуказанные балку 2, самолетные узлы подвески 3, 4 и пусковое устройство 5 с подвешенной на ней ракетой 12. В нижней хвостовой части рамы 1 вдоль ее параллельно ракете 12 закреплен гидравлический цилиндр 13 с выступающим вперед штоком 14, на конце которого размещен тензометр 15. К тензометру 15 прикреплен шкив (ролик) 16, охватываемый канатом 17, который через систему закрепленных на раме 1 обводных роликов 18 соединен с хвостовой частью ракеты 12 для передачи на нее усилия от гидравлического цилиндра.

Функционирование стенда происходит следующим образом. Ракета 12 подвозится к стенду, с помощью тельфера хвостовая часть ракеты заводится внутрь рамы 1 и размещается на хомутах 10, 11. Далее ракета 12 с помощью перемещения каретки 7 перемещается внутрь стенда до упора (не показан). С помощью подъемного механизма 8 ракета 12 поднимается до уровня направляющих 19 пускового устройства 5, после чего бугеля 20 ракеты 12 продвигаются вперед по направляющим 19 до упора и срабатывания защелки (не показана) пускового устройства 5.

Испытания проводятся следующим образом. Подъемным механизмом 8 хомуты 10 и 11 опускаются вниз. Каретка 7 перемещается вперед в положение, в котором она может с помощью указанных хомутов принять ракету 12, которая сойдет с направляющих 19 после имитации пуска. Далее в гидравлический цилиндр 13 подается давление, заставляющее шток 14 вдвигаться в гидроцилиндр и натягивать канат 17. Последний при этом воздействует на хвостовую часть ракеты 12 и перемещает ее по направляющим 19 пускового устройства 5. Посредством тензометра 15 измеряются усилие срабатывания защелки пускового устройства 5 и усилие схода ракеты с направляющих 19. При сходе с направляющих 19 ракета 12 ложится в хомуты 10, 11 каретки 7. При этом смонтированная в носовой части ракеты опора 21 предотвращает ее возможное соударение с основанием стенда.

Использование подвижной каретки с подъемным механизмом позволяет избавиться от необходимости ручного перемещения ракеты в процессе проведения испытаний и существенно облегчить осуществление многократного повторения цикла имитации схода ракеты. Расположение силового гидравлического цилиндра внизу коробчатой станины параллельно ракете с возможностью приложения усилия на ракету вдоль ее продольной оси посредством гибкой тяги дало возможность значительно уменьшить продольные размеры стенда и упростить его конструкцию.

Таким образом, поставленная задача решается в полном объеме и простыми эффективными средствами.