Результат интеллектуальной деятельности: ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА

Изобретение относится к военной технике, к пусковым установкам зенитных комплексов ближнего действия, имеющим на вооружении зенитные ракеты с малым полетным временем на стартовом участке и высокой скоростью полета.

Известна пусковая установка боевой машины пехоты БМП-1 (Боевая машина пехоты БМП-1, техническое описание. Военное издательство Министерства обороны СССР, М., 1972 г., стр.93-98), которая состоит из пускового кронштейна и направляющей. Кронштейн крепится к орудию и к броневой маске, установленной в башне. Направляющая служит для обеспечения направленного пуска ПТУРС, а также для крепления его в укладке и установки на пусковом кронштейне. Недостатком пусковой установки является большое усилие вертикального наведения из-за размещения ее на орудии.

Известна пусковая установка ракетного комплекса (патент RU №2212610, МПК⁷ F41A 23/34, F41F 3/04), которая является наиболее близким техническим решением к заявляемому объекту и выбрана в качестве прототипа. Пусковая установка содержит пусковой кронштейн в виде пластины, закрепленной на башне с помощью резьбовых втулок. К пластине приварена полка, на которой закреплены опоры. На опорах шарнирно установлена направляющая с рычагом, кинематически связанным с электромеханическим приводом, закрепленным на пусковом кронштейне. На направляющей между опорами закреплен датчик положения, связанный компенсирующей крестовиной с неподвижной муфтой, вмонтированной в нижнюю опору. Недостатками пусковой установки являются:

1. Воздействие пороховых газов при запуске ракеты на элементы шасси.

2. При больших углах возвышения увеличиваются вертикальные габариты башни.

3. Большой момент сопротивления повороту направляющей.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанных недостатков, увеличение крутящего момента привода и повышение точности наведения пусковой установки.

Поставленная задача решается пусковой установкой, которая содержит пусковой кронштейн, закрепленный на башне, направляющую для установки контейнера, кинематически связанную с приводом, закрепленным на пусковом кронштейне, и с датчиком положения, установленным вдоль оси вращения направляющей. Пусковой кронштейн выполнен в виде треугольных стоек с кольцевыми проушинами и снабжен отражателем пороховых газов в виде изогнутого листа, жестко закрепленного на башне. Ось вращения направляющей размещена за задним торцом контейнера и выполнена в виде полого цилиндра, шарнирно закрепленного с помощью втулок в проушинах пускового кронштейна. Внутренняя полость цилиндра снабжена радиальными отверстиями, которые соединены с проточками, выполненными внутри втулок. На дне цилиндра закреплен датчик положения, вмонтированный в одну из проушин пускового кронштейна. Привод выполнен в виде гидроцилиндра. Кинематическая связь направляющей с приводом осуществлена с помощью шарнирно закрепленного штока, размещенного в гидроцилиндре.

Применение отражателя пороховых газов в виде изогнутого листа устраняет воздействие пороховых газов при пуске ракеты на элементы шасси. Размещение оси вращения направляющей за задним торцом контейнера уменьшает габариты башни при больших углах возвышения пусковой установки. Выполнение оси вращения направляющей в виде полого цилиндра, шарнирно закрепленного с помощью втулок в проушинах пускового кронштейна, и соединение внутренней полости цилиндра радиальными отверстиями с проточками, выполненными внутри втулок, уменьшает момент сопротивлений повороту направляющей пусковой установки. Закрепление датчика положения непосредственно на дне цилиндрической оси вращения и монтирование его без компенсирующей муфты в проушину пускового кронштейна повышает точность наведения пусковой установки. Выполнение привода в виде гидроцилиндра, шток которого шарнирно соединен с направляющей, повышает крутящий момент привода и уменьшает время на прохождение команды на запуск ракеты при использовании нескольких направляющих.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид пусковой установки, на фиг.2 - направляющая с приводом и пусковым кронштейном, на фиг.3 - разрез по оси вращения направляющей.

Пусковая установка ракетного комплекса содержит пусковой кронштейн 1, закрепленный на башне 2. В направляющей 3 установлен контейнер 4. Направляющая 3 шарнирно соединена со штоком 5 гидроцилиндра 6. На пусковом кронштейне 1 жестко закреплен отражатель пороховых газов 7. Верхняя часть отражателя пороховых газов 7 с помощью кронштейна 8 соединена с башней 2. Ось вращения 9 направляющей 3 размещена за задним торцом контейнера 4 и с помощью втулок 10 закреплена в проушинах пускового кронштейна 1. Ось вращения 9 направляющей 3 имеет полость 11, которая радиальными отверстиями 12 соединена с проточками 13 втулок 10. Полость 11 заполнена смазкой, которая по радиальным отверстиям 12 подается в проточки 13 втулок 10. На дне цилиндрической оси вращения 9 закреплен датчик 14, вмонтированный в проушину пускового кронштейна 1.

Пусковая установка работает следующим образом. При назначении режима стрельбы ракетами центральная вычислительная система (ЦВС) боевой машины выбирает одну из пусковых и выдает соответствующую команду в блок управления приводом вертикального наведения (ВН). Привод ВН включает гидрораспределитель соответствующей пусковой установки, который соединяет рабочую полость гидроцилиндра 6 с выходом насосного агрегата.

Блок управления приводом подает на насосный агрегат сигнал управления расходом рабочей жидкости, пропорциональным углу рассогласования между задающим ЦВС углом и текущим углом направляющей 3, снимаемым с датчика 14. Насосный агрегат создает поток рабочей жидкости с расходом, пропорциональным углу рассогласования. Поршень гидроцилиндра 6 перемещается и через связанный с ним шток 5 поворачивает направляющую 3. Угол рассогласования уменьшается, насосный агрегат снижает свою производительность, соответственно снижается скорость перемещения штока 5 и направляющей 3. При уменьшении угла рассогласования до 0 система останавливается.

Таким образом, предложенное техническое решение позволило устранить воздействие пороховых газов при запуске ракеты на элементы шасси, сократить вертикальные габариты башни, уменьшить момент сопротивления повороту направляющей, увеличить крутящий момент привода и повысить точность наведения пусковой установки.