Результат интеллектуальной деятельности: САМОЛЕТНАЯ ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ ЗАПУСКА БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ

Изобретение относится к авиокосмической технике и может быть использовано для десантирования из самолета баллистических ракет преимущественно космического назначения.

Известно устройство по патенту США № 5279199, МПК F41F 3/06, В64D 1/04, опубликованному 18.01.1994 г., фирмы Хьюс Эйркрафт Компани для запуска (выталкивания) ракеты против направления полета самолета, содержащее пусковую трубу, в которой устанавливается ракета, и выталкивающее ракету устройство в виде пневматической подушки с устройством ее наддува.

Недостатком такого конструктивного исполнения устройства являются значительные поперечные нагрузки (реакции), действующие на корпус ракеты при десантировании из контейнера (пусковой трубы), когда часть опорно-ведущих поясов, установленных на ракете, уже покинула контейнер, а на оставшихся в контейнере опорно-ведущих поясах сосредоточены все инерционные силы, действующие на ракету при десантировании ее из контейнера.

Известно также устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов (патент № 2175932, В64D 1/04, F41F 3/06, В64G 1/00) с приоритетом от 07.02.2001 г., содержащее десантный контейнер с открытым торцом, устройство пневматического выталкивания груза из контейнера через открытый торец, источник высокого давления. Десантируемый груз размещен внутри контейнера на установочных элементах, расположенных, например, в двух поясах десантируемого груза. Причем один из установочных элементов выполнен в виде тарированной опоры, при этом величины настроек максимальных усилий и допустимые поперечные перемещения этих опор выбраны из условия сохранения гарантированного зазора между десантным контейнером и десантируемым грузом при эвакуации его из контейнера. Для снижения динамического нагружения десантируемого груза тарированные опоры снабжены демпферами, а контейнер закреплен на грузовом полу самолета-носителя более чем в двух сечениях по его длине.

Недостатки данного устройства заключаются в том, что конструкция контейнера, имеющая более двух опор крепления на грузовом полу самолета-носителя, являясь статически неопределимой, при деформациях самолета в полете до десантирования деформируется и нагружает контейнер и ракету дополнительными поперечными нагрузками (реакциями опор, перерезывающими силами и изгибающими моментами). При этом нагрузки на ракету и контейнер за счет деформаций грузового пола самолета-носителя в 2÷3 раза больше, чем от действия полетных инерционных перегрузок. К недостаткам указанного выше устройства можно также отнести отсутствие герметизации внутренней полости контейнера от внешней среды, снижающей надежность сохранности работоспособности десантируемого груза (космического аппарата) и его срок службы.

Несмотря на указанные недостатки, устройство по патенту № 2175932 может быть принято в качестве прототипа, как наиболее близкое по технической сущности.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является устранение приведенных выше недостатков и создание самолетной пусковой установки, обеспечивающей уменьшение влияния деформаций грузового пола самолета-носителя на ракету в полете и при десантировании, снижение уровня нагружения корпуса ракеты при десантировании в момент схода из транспортно-пускового контейнера (ТПК) опорно-ведущих поясов, а также герметизацию внутренней полости ТПК.

Решение поставленной технической задачи, согласно прилагаемому изобретению, достигается тем, что ТПК снабжен двумя ложементными опорами с боковыми горизонтальными платформами, каждая из которых шарнирно соединена с двумя парами кареток, установленных на рельсовые направляющие, закрепленные на грузовом полу самолета-носителя и предназначенных для перемещения ТПК с ракетой при его погрузке (выгрузке) в грузовую кабину самолета-носителя, при этом для снижения массы пусковой установки часть рельсовых направляющих выполнена облегченной и съемной, которая демонтируется после загрузки ракеты в грузовую кабину самолета-носителя. При этом направляющие под каретками закреплены стационарно на грузовом полу самолета-носителя и имеют боковые стенки, на которых смонтированы устройства для фиксации кареток в продольном и поперечном направлениях. Закрепление ТПК в двух сечениях по его длине делает данную конструкцию статически определимой и, таким образом, деформация и нагружение ТПК и ракеты становятся независимыми от деформаций самолета, а максимальные величины нагрузок в полетных случаях нагружения уменьшаются в 2÷3 раза. Однако для получения необходимой величины снижения нагрузок на ракету и ТПК, опоры ТПК необходимо располагать в оптимальных по длине ТПК сечениях и при этом со стороны открытого торца ТПК образуется консоль длиной 30÷40% от общей его длины. При десантировании ракеты, из-за передвижения реакций опор ракеты к открытому торцу ТПК, его консольная часть упруго деформируется в поперечном направлении, а при сходе каждой из опор ракеты с опорной поверхности ТПК за счет упругих сил консоль совершает возвратное движение, и возникают упругие колебания ТПК и ракеты. Эти колебания ухудшают условия безударного выхода ракеты из ТПК и увеличивают нагрузки на ТПК и ракету при десантировании.

Для обеспечения наименьшего уровня нагружения корпуса и улучшения условий обеспечения безударности выхода ракеты при десантировании ТПК снабжен двумя наружными боковыми выдвижными опорами, расположенными в зоне открытого торца ТПК, которые взаимодействуют с грузовым полом самолета-носителя только в момент пуска ракеты, исключая поперечные перемещения консольной части ТПК относительно самолета. Для обеспечения микроклимата внутри ТПК на его открытый торец установлена герметизирующая мембрана, разрушаемая ходом ракеты при пуске.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид самолетной пусковой установки, на фиг.2 показана выноска Г с ложементной опорой, на фиг.3 дан вид сверху по стрелке А, на фиг.4 показано сечение Б-Б по ложементным опорам с каретками, на фиг.5 дано сечение В-В по выдвижным опорам.

Самолетная авиационная пусковая установка для пуска баллистических ракет содержит установленный на грузовом полу 1 самолета-носителя 2 ТПК 3 с днищем 4 и передним торцом 5, ориентированным в хвост самолета. Для выталкивания ракеты 6 из ТПК 3 на его днище 4 установлено энергетическое устройство 7, при этом направление движения ракеты 6 в ТПК 3 обеспечивается опорно-ведущими поясами 8, закрепленными на ее корпусе и взаимодействующими с внутренней поверхностью ТПК 3 при погрузке и десантировании. Удержание ракеты 6 в ТПК 3 от продольных перемещений осуществляется устройством удержания 9 (пироболтами или разрывными болтами). Расстыковка электропневмогидравлических связей 10 ТПК 3 от ракеты 6 обеспечивается устройством их отделения 11. ТПК 3 имеет две ложементные опоры 12 с боковыми горизонтальными платформами 13, каждая из которых шарнирно соединена с двумя парами кареток 14, установленных на рельсовые направляющие 15, закрепленные на грузовом полу 1 самолета-носителя 2, при этом часть рельсовых направляющих 16 выполнена облегченной и съемной, а направляющие 15 под каретками 14 закреплены стационарно стяжками 17 и имеют силовые боковые стенки 18, на которых смонтированы устройства фиксации 19 кареток 14 в продольном и поперечных направлениях, при этом одна из ложементных опор 12 не имеет фиксации в продольном направлении. ТПК 3 снабжен двумя боковыми выдвижными опорами 20, расположенными в зоне открытого торца 5 ТПК 3, и герметизирующей мембраной 21, установленной на открытом торце 5 ТПК 3, разрушаемой ходом ракеты 6 при пуске.

Самолетная пусковая установка работает следующим образом. Перед погрузкой ТПК 3 с ракетой 6 в грузовую кабину самолета-носителя 2 на грузовой пол 1 монтируют облегченные съемные направляющие 16. После чего ТПК 3 с ракетой 6 загружают, например, через передний грузовой люк самолета-носителя 2 при помощи загрузочного устройства, перемещающего ТПК 3 до размещения кареток 14 в направляющих 15, 16 и фиксируют его от продольных и поперечных перемещений устройствами 19, смонтированными на силовых боковых стенках 18 направляющих 15. Перед заправкой ракеты 6 компонентами топлива съемные направляющие 16 демонтируются, снижая тем самым полетный вес пусковой установки.

Пуск ракеты 6 осуществляется по команде, подаваемой на пиропатрон запуска энергетического устройства 7, например парогазогенератора (ПГГ). Под действием поршневой силы, создаваемой давлением газов ПГГ 7, разрушается устройство удержания 9 ракеты 6 в ТПК 3 и ракета 6 движется в ТПК 3 на опорно-ведущих поясах 8, закрепленных на корпусе ракеты 6. Одновременно подается команда на боковые выдвижные опоры 20, которые выдвигаясь до упора в грузовой пол 1 самолета-носителя 2, создают дополнительную опору, обеспечивая тем самым наименьшие нагрузки при десантировании и безударный выход ракеты 6 из ТПК 3.

Расстыковка электропневмосвязей 10 и разрушение мембраны 21 осуществляется ходом ракеты 6.

Предложенное изобретение позволяет:

- уменьшить влияние деформаций грузового пола самолета-носителя на ракету в полете и при десантировании за счет закрепления ТПК на грузовом полу самолета в двух сечениях, что делает конструкцию статически определимой и независимой от деформаций самолета;

- снизить уровень нагружения корпуса ракеты при десантировании в момент схода опорно-ведущих поясов из ТПК за счет введения в конструкцию ТПК двух наружных боковых выдвижных опор, выдвигаемых при пуске до упора в грузовой пол самолета;

- обеспечить герметизацию внутренней полости ТПК.