Результат интеллектуальной деятельности: Корабельная пусковая установка для ракет в транспортно-пусковом контейнере с минометном стартом

Изобретение относится к военной технике, в частности к корабельным пусковым установкам (ПУ) вертикального пуска, предназначенным для хранения и транспортирования на надводных кораблях ракет в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК), а также подготовки и производства старта ракет из ТПК по «минометной» схеме.

Для обеспечения ударостойкости ТПК с ракетой к внешнему ударному воздействию ПУ или ТПК с ракетой закрепляется на корабле на системе амортизации. Перед проведением старта производится стопорение системы амортизации. Минометный старт ракеты из ТПК осуществляют путем ее выброса из контейнера посредством катапультного устройства или порохового аккумулятора давления с последующим запуском ракетного двигателя. Корабельные ПУ, предназначенные для осуществления старта ракет по данной схеме, выгодно отличает отсутствие газоходов, служащих для отвода газовой струи при запуске двигателя ракеты в ПУ (что характерно для ракет, стартующих по «проточной» схеме) и, соответственно, более простая и технологичная конструкция.

В качестве примера ПУ для ракет, стартующих посредством пороховых аккумуляторов давления, можно рассматривать многоместную корабельную ПУ вертикального пуска, описанную в патенте US №6230604 (МПК: F41F 3/052, 3/077). ПУ содержит верхнее и нижнее основания, выполненные с возможностью закрепления соответственно на палубе и фундаменте корабля, и установленную между ними промежуточную конструкцию в виде ферменного каркаса, образующие ячейки для установки ТПК концентрического типа. В нижнем основании в каждой ячейке предусмотрено сегментное гнездо, имеющее форму, отвечающую форме полусферического днища корпуса ТПК. Внутри нижнего основания смонтированы захватные устройства для фиксации ТПК в ПУ от вертикальных перемещений.

При размещении на корабле ракет, стартующих посредством более «жестких» пороховых аккумуляторов давления (например, ракета с универсальным стартом, описанная в патенте РФ №2240489, МПК: F42B 15/00, B64C 15/00), а также в связи с особенностями архитектуры конкретного типа корабля, возможно лишь использование ПУ, «сдающих» массу ТПК и силы, возникающие при старте ракеты, на фундамент корабля.

Известна модульная многоместная корабельная ПУ вертикального пуска, описанная в патенте РФ №2213925 (МПК: F41F 3/04, B63G 1/00). Пусковая установка, также как и упомянутая выше, содержит верхнее и нижнее основания, закрепленные соответственно на палубе и фундаменте корабля, и установленный между ними ферменный каркас с образованием ячеек для установки ТПК. Данная ПУ, изображенная на фиг. 1, по технической сущности наиболее близка к заявленному изобретению и поэтому выбрана авторами в качестве ближайшего аналога.

На корпус нижнего основания в ячейке ПУ (1) через устройство продольной амортизации (5) соосно ТПК (3) с ракетой (2) установлен стакан (подвижная часть ПУ) (4) с возможностью перемещения вдоль продольной оси ячейки ПУ.

Внутри стакана смонтирован фиксатор (6) для удержания ТПК от вертикальных перемещений относительно стакана и механизм стыковки электроразъема (7) связи корабельной системы управления стрельбой с ТПК.

При запуске агрегатов старта под воздействием нарастающего давления истекающих газов из агрегатов старта (поршневой силы), заполняющих задонный объем стартовой ступени в ТПК, происходит одновременное движение стартовой ступени ракеты вверх и в противоположную сторону ТПК с подвижной частью ПУ.

Ячейка ПУ снабжена регулируемыми упорами (10), устанавливаемыми на фундаменте корабля (9) по окружности относительно продольной оси ячейки ПУ. В каждой ячейке на стакане со стороны нижнего торца подвижной части ПУ установлено опорное кольцо (8) для передачи стартовых нагрузок через упоры на фундамент. Упоры ограничивают перемещение стакана вдоль продольной оси ячейки ПУ в направлении фундамента корабля при пуске ракеты из ТПК. Расстояние между кольцом и упорами должно быть не менее хода продольной СА при ударном воздействии на надводный корабль (НК).

Недостатком такой схемы является ударное воздействие на ТПК (с работающими агрегатами старта) и подвижную часть ПУ, возникающее за счет разгона на ходе продольной СА под действием поршневой силы, до скоростей, приводящих при соударении с жесткими упорами фундамента НК к нагрузкам, превышающим допустимые значения для агрегатов ТПК и ПУ.

Задачей, решаемой изобретением, является снижение нагрузок до допустимого уровня на агрегаты ТПК и ПУ, при старте ракеты и отсутствии стопорения СА.

Эта задача решается путем установки на фундамент НК, вместо регулируемых упоров (10), дополнительных амортизаторов (11) из эластомерного материала с зазором между подвижной частью ПУ и фундаментом НК, не менее хода продольной СА при ударном воздействии.

Перечень графических материалов

На фиг. 1 показан аналог ПУ (индивидуальная ячейка) с ТПК и ракетой.

На фиг. 2 показана ПУ с амортизатором на фундаменте, ТПК и ракетой.

На фиг. 3 показан вид на подвижную часть ПУ, амортизатор, ТПК и ракету при статичном положении.

На фиг. 4 показан вид на подвижную часть ПУ, амортизатор, ТПК и ракету при внешнем ударном воздействии на НК.

На фиг. 5 показан вид на амортизатор при воздействии на него подвижной части ПУ и ТПК при старте ракеты.

Сущность предлагаемого устройства корабельной пусковой установки проиллюстрирована на фиг. 2-5.

На фундамент НК в зонах размещения регулируемых упоров (10) устанавливаются амортизаторы (11).

При боевом дежурстве в отсутствии ударного воздействия на НК подвижная часть ПУ, ТПК с ракетой находятся в статичном положении.

Плоскость «N» - статичное положение подвижной части ПУ.

При внешнем ударном воздействии на НК происходит максимальное перемещение подвижной части ПУ вниз на дистанцию «C», при котором CA обеспечивает снижение нагрузок на ТПК и ракету до допустимого уровня. При этом обеспечивается зазор «Δ» между нижней плоскостью подвижной части ПУ и верхней плоскостью амортизатора.

Где H₀ - высота амортизатора в статичном состоянии.

При старте ракеты происходит перемещение подвижной части ПУ на дистанцию «D». Дистанция «D» включает в себя перемещение на дистанциях «C», зазор «Δ» и деформацию амортизатора при воздействии на него подвижной части ПУ и ТПК.

Где H_t - высота амортизатора после торможения подвижной части ПУ.

Располагаемый ход СА превышает максимальное перемещение «D» подвижной части ПУ с ТПК при старте ракеты.

Введение в ПУ системы стопорения (выключения) продольной СА перед стартом, исключающей возникновение повышенных перегрузок на агрегаты ТПК и подвижную часть ПУ, увеличивает время подготовки ракетного комплекса к старту и снижает надежность ПУ.

Введение амортизатора не влияет на работу СА при ударном воздействии на НК. Наличие зазора между амортизатором и подвижной частью ПУ при ее перемещении вниз обеспечивает свободный ход продольной СА.

Введение дополнительного амортизатора в состав ПУ: приводит ее в постоянную готовность к старту ракет, повышает надежность, снижает ударные нагрузки на агрегаты ПУ и ТПК до допустимых.