Результат интеллектуальной деятельности: СТЕНД ДЛЯ МНОГОКРАТНОЙ ИМИТАЦИИ ПУСКА 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 средство контроля технического состояния электромеханических систем АПУ и определения ресурса их работоспособности 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 многократной 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.

Задачей изобретения является создание стенда для многократного определения усилий схода ракеты с АПУ и усилий срабатывания защелки АПУ.

Техническим результатом изобретения является снижение временных затрат обслуживающего персонала.

Достижение указанного технического результата при осуществлении предложенного технического решения обеспечивается тем, что в стенде для многократной имитации пуска авиационной ракеты, включающем коробчатую станину, закрепленное на ней с помощью типовых самолетных узлов подвесное устройство для размещения на нем габаритно-массового макета (ГММ) авиационной ракеты, имитатор усилия схода ракеты с пускового устройства в виде силового гидравлического цилиндра и измерительный модуль с подключенным к нему датчиком силы, на основании коробчатой станины с возможностью продольного возвратно-поступательного перемещения установлена каретка, снабженная опорно-поворотным механизмом, поддерживающим ГММ ракеты при сходе его с пускового устройства и возврате его назад в исходное положение перед последующей установкой на пусковое устройство, и поджимающим ГММ ракеты упором, при этом датчик силы, выполненный в виде тензометра, закреплен между хвостовой частью каретки и штоком гидроцилиндра.

При этом опорно-поворотный механизм выполнен в виде шарнирно установленных на основании каретки двух вертикальных стоек, шарнирно соединенных продольной тягой, причем основание одной из стоек снабжено передним рычагом с установленным на нем роликом, контактирующим со средней зоной основания станины, которая выполнена профилированной для обеспечения возврата в вертикальное положение указанных стоек при возвратном движении каретки. Кроме того, каретка снабжена стопорным механизмом, удерживающим указанные стойки в вертикальном положении до момента схода ГММ ракеты с подвесного устройства, и передним упором, ограничивающим наклон вперед вертикальных стоек при воздействии на них ГММ ракеты после ее схода с пускового устройства.

На Фиг.1 представлен вид сбоку заявляемого стенда при расположении ГММ ракеты (далее просто ГММ) перед размещением на АПУ, совмещенный с видом спереди (Вид А), на Фиг.2 - вид стенда сбоку при расположении ГММ на АПУ, на Фиг.3 - вид сбоку заявляемого стенда при расположении ГММ после его схода с АПУ, на Фиг.4 - вид задней вертикальной стойки стенда в изометрии, и на Фиг.5 - вид спереди на заявляемый стенд.

Стенд состоит из пространственной рамы 1, образующей станину для всего оборудования. В верхней половине рамы 1 размещена балка 2 с закрепленным на ней через самолетные узлы подвески 3 и 4 штатным АПУ 5. На основании рамы 1 размещена каретка 6 с шарнирно закрепленными на ее середине передней 7 и задней 8 вертикальными стойками, шарнирно соединенными продольной тягой 9. Пружина 10 удерживает стойки в вертикальном положении. Передний упор 11 ограничивает наклон вперед указанных стоек, а задний упор 12 служит для закрепления пружины 10 и защелки 13 с пластинчатой пружиной 14. В хвостовой части каретки 6 установлен задний упор 15.

Рама 1 снабжена профилированными нижней 16 и боковой 17 направляющими и опорными направляющими 18, предназначенными для возвратно-поступательного перемещения каретки 6 под воздействием на нее гидравлического цилиндра 19, закрепленного на раме 1.

Задний упор 15 поджимает сзади ГММ 20, боковые цапфы 21 которого находятся в карманах 22 (см. Фиг.4) вертикальных стоек 7 и 8. Усилие от гидроцилиндра 19 на каретку 6 передается через тензометр 23, позволяющий измерять усилия схода ракеты с АПУ и усилие срабатывания защелки АПУ.

Работа стенда осуществляется следующим образом. В исходном положении (см.Фиг.1) ГММ 20 своими цапфами 21 опирается на вертикальные стойки 7 и 8, удерживающиеся в вертикальном положении защелкой 13, при этом опорные поверхности бугелей 26 и 27 ГММ совпадают с направляющими 24 и 25 АПУ 5. При подаче давления в цилиндр 19 его шток перемещает каретку 6, которая через задний упор 15 обеспечивает перемещение ГММ 20 вперед. За счет наличия заходных фасок на направляющих 24, 25 АПУ и бугелях 26, 27 ГММ 20, цапфы 21 несколько приподнимаются над вертикальными стойками 7 и 8 каретки 6, обеспечивая передачу всей массы ГММ на направляющие АПУ 5.

Во время движения бугелей 26, 27 ГММ 20 по направляющим 24, 25 АПУ 5 посредством тензометра 23 производится измерение усилий схода и срабатывание защелки АПУ (не показана). По мере продвижения каретки 6 ролик толкателя защелки 13, наезжая на уступ боковой направляющей 17, открывает защелку 13 и освобождает вертикальные стойки 7 и 8, которые при этом удерживаются в вертикальном положении пружиной 10.

Когда бугеля 26, 27 ГММ проходят всю длину направляющих 24, 25 АПУ 5 (см. Фиг.2), вся масса ГММ 20 начинает воздействовать на вертикальные стойки 7, 8 и они под воздействием кинетической энергии ГММ падают (наклоняются) вперед до соприкосновения с передним упором 11, преодолевая при этом усилие пружины 10 (см. Фиг.3). При этом ГММ 20 плоскопараллельно перемещается вниз относительно АПУ на 30…40 мм.

Затем гидроцилиндр 19 сообщает каретке 6 возвратное (обратное) движение, в процессе которого ролик толкателя защелки 13 скатывается с уступа боковой направляющей 17 и плоская пружина 14 ставит защелку 13 в закрытое положение, в котором она готова принять и зафиксировать стойки 7, 8 в вертикальном положении. В конце обратного движения штока гидроцилиндра 19 рычаг 28 задней вертикальной стойки 8 своим роликом наезжает на уступ нижней направляющей 16, возвращая стойку 8 в вертикальное положение. Далее описанный цикл повторяется многократно в соответствии с программой испытаний.

Использование предложенного опорно-поворотного механизма, поддерживающего ГММ при сходе его с АПУ и возврат его назад в исходное положение перед последующей установкой на пусковое устройство, в сочетании с устройством профилированных направляющих станины стенда и механизмов каретки позволило полностью исключить ручной труд обслуживающего персонала, что привело к многократному увеличению производительности при испытаниях и, соответственно, их удешевлению.