Результат интеллектуальной деятельности: РАКЕТА В ПУСКОВОМ КОНТЕЙНЕРЕ

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано в конструкции ракет, запускаемых из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК) и снабженных узлами удержания ракеты в ТПК.

Известна ракета [1], содержащая размещенные в ТПК маршевую ступень, двигатель с устройством вращения, взаимодействующим с внутренней поверхностью контейнера и выполненным в виде установленной на наружной поверхности сопла двигателя втулки с кольцевой проточкой у ее заднего торца и резцами, находящимися в зацеплении с мягким подслоем поверхности контейнера, который снабжен механизмом удержания ракеты, состоящим из шпангоута с наружной кольцевой проточкой и косым со стороны устройства вращения разрезного пружинного кольца с внутренней кольцевой проточкой и радиальными пазами по месту разъема, а также поворотной заслонки в виде пластины с осями в проушинах по торцу. При этом разрезное пружинное кольцо установлено в кольцевые проточки втулки и шпангоута, пластина заслонки входит в косой паз шпангоута, а проушинами – в радиальные пазы разрезного кольца перпендикулярно продольной оси ракеты, а механизм удержания закреплен в ТПК через заднюю крышку контейнера кольцевой гайкой, между устройством вращения и механизмом удержания перед заслонкой установлено плоское пружинное кольцо с упором в торец двигателя посредством винтов, а на пластине заслонки закреплена плоская пружина, контактирующая свободным концом с крышкой контейнера.

Недостатком описанного устройства является возникновение значительных возмущений, действующих на контейнер и пусковую установку при пуске ракеты за счет задержки в срабатывании механизма удержания, которая возникает из-за того, что заслонка не может освободить разрезное пружинное кольцо, пока не откроется задняя крышка контейнера пороховыми газами двигателя.

Указанного недостатка в значительной мере лишено устройство [2], являющееся прототипом настоящего предполагаемого изобретения и представляющее собой ракету в ТПК, содержащую маршевую ступень, двигатель, заднюю крышку, механизм удержания в виде установленного на двигателе разрезного пружинного кольца с радиальными пазами по месту разъема, заслонки и задней крышки, в котором разрезное пружинное кольцо установлено между задним торцем контейнера и выступающей из контейнера конической поверхностью корпуса двигателя, переходящей в цилиндр, при этом на цилиндрической повнрхности корпуса двигателя выполнен сквозной радиальный паз, ось симметрии которого перпендикулярна продольной оси ракеты, и установлена заслонка (фиксирующий элемент) с прямоугольным окном, фиксирующим место разреза пружинного кольца, причем механизм удержания закреплен в ТПК резьбовым кольцом через упорную втулку, а резьбовое кольцо является продолжением контейнера.

Недостатком описанной ракеты в ТПК являются ограниченные функциональные возможности ее механизма удержания, т.к. он применим для ракет с двигателем, имеющим выходное сечение сопла, равное внутреннему диаметру трубы контейнера, и не может быть использован в конструкции ракет с двигателями, имеющими диаметр выходного сечения сопла, значительно меньший внутреннего диаметра трубы контейнера, т.е. для ракет с двигателями, имеющими меньшую тягу и, соответственно, меньший секундный расход топлива, определяющий оптимальный меньший диаметр выходного сечения сопла.

Задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного выше недостатка, а именно расширение функциональных возможностей механизма удержания путем обеспечения возможности его использования для ракет с выходным сечением сопла двигателя, меньшим внутреннего диаметра трубы ТПК.

Это достигается тем, что в известной ракете, размещенной в ТПК и содержащей маршевую ступень, двигатель, заднюю крышку и механизм удержания ракеты, закрепленный в контейнере резьбовым кольцом через упорную втулку и содержащий установленное на двигателе разрезное пружинное кольцо с фиксирующим элементом, разрезное пружинное кольцо связано с сопловой частью двигателя резьбовым соединением и снабжено со стороны переднего торца кольцевым буртом, взаимодействующим с захватным буртом упорной втулки, выполненной в виде шпангоута – диафрагмы, жестко закрепленного в пусковом контейнере, телескопически охватывающего разрезное пружинное кольцо и снабженного на внутренней поверхности кольцевой проточкой-уловителем, при этом задний торец обечайки корпуса двигателя снабжен опорной поверхностью, взаимодействующей с торцем бурта, выполненного на внутренней поверхности трубы пускового контейнера, а фиксирующий элемент выполнен в виде чашки-фиксатора, охватывающей хвостовую часть разрезного пружинного кольца и установленной донной частью против заднего торца сопла двигателя.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что в данной конструкции ракеты в ТПК удерживающий механизм обеспечивает надежное крепление в контейнере ракеты с соплом двигателя, меньшим внутреннего диаметра ТПК, исключая ее осевое перемещение при транспортировки, и обеспечивает надежную расстыковку ракеты с ТПК при срабатывании двигателя.

Изобретение поясняется чертежом, на котором показаны на фиг.1 – общий вид ракеты в контейнере; на фиг.2 – продольный разрез механизма удержания в исходном положении; на фиг.3 – продольный разрез механизма удержания после срабатывания.

Предлагаемая ракета в контейнере содержит маршевую ступень 1, состыкованную с двигателем 2, размещенные в контейнере 3, снабженном задней крышкой 4, и механизм удержания, содержащий разрезное пружинное кольцо 5, навинченное на сопло 6 ракеты и снабженное буртом 7, упирающимся в захватный бурт 8 упорной втулки, выполненной в виде шпангоута-диафрагмы 9, телескопически охватывающего кольцо 5 и имеющего на внутренней поверхности проточку-уловитель 10. Шпангоут–диафрагма 9 установлен в контейнере 3 и поджат резьбовым кольцом 2 через заднюю крышку 4. На разрезном пружинном кольце 5 установлена чашка-фиксатор 12, охватывающая хвостовую часть кольца и удерживаемая от осевого смещения срезным штифтом 13. Задний торец обечайки корпуса двигателя 2 снабжен опорной поверхностью 14, взаимодействующей с торцем 15 бурта, выполненного на внутренней поверхности ТПК.

Работа устройства происходит следующим образом.

В транспортном положении ракета удерживается за счет закрепления сопловой части двигателя 2 между буртом 15 контейнера и разрезным пружинным кольцом 5, навинченным на хвостовую часть сопла с упором своим буртом 7 в ответный бурт 8 шпангоута-диафрагмы 9 и удерживаемым в рабочем положении чашкой-фиксатором 12.

При старте ракеты под действием импульса газовой струи двигателя на донную часть чашки-фиксатора 12 срезается штифт 13 и чашка-фиксатор слетает с кольца 5, которое разжимается, обеспечивая выход его резьбы из зацепления с резьбой сопла 6, т.е. разрыв механической связи ракеты с контейнером.

Размещение разжатого кольца 5 своим буртом 7 в ответной проточке-уловителе 10 шпангоута-диафрагмы 9 обеспечивает невыход кольца из контейнера.

Предлагаемое устройство обеспечивает расширение функциональных возможностей механизма удержания ракеты, позволяя его использование для ракет с диаметром выходного сечения сопла двигателя, меньшим внутреннего диаметра трубы контейнер.

Источники информации

1. Патент России №2104470 от 10.02.1998, МКИ 6 F 42 В 15/00 – аналог.

2. Патент России № 2191981 от 09.10.2000, МКИ 7 F 42 В 15/00 – прототип.