Результат интеллектуальной деятельности: ТРАНСПОРТНО-ПУСКОВОЙ КОНТЕЙНЕР ДЛЯ РАКЕТЫ

Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано для защиты ракеты и транспортно-пускового контейнера от действия солнечной радиации.

Известен транспортно-пусковой контейнер, содержащий ракету, имеющую двигательную установку и функциональные блоки (3УР BAMSE Швеция, Сборник научно-технической информации №13, стр.143, 144 (Forecast International/DMS. Missile Forecast, RBS 23 BAMSE, April 2003)).

Транспортно-пусковой контейнер обеспечивает защиту ракеты от внешних воздействий и служит направляющей для пуска. Недостатком такой конструкции является недостаточная защита блоков ракеты, например заряда двигательной установки, взрывчатого вещества боевой части от теплового воздействия солнечной радиации. При нахождении контейнера на солнце его наружная поверхность подвергается действию излучения, что вызывает его старение, появление микротрещин и т.д. Под действием солнечных лучей происходит прогрев стенки контейнера, от которой тепло, в основном посредством конвекции воздуха внутри контейнера, передается на корпус ракеты, а затем через него на функциональные блоки. При этом за счет парникового эффекта температура нагрева блоков выше температуры наружного воздуха. В странах с жарким климатом при длительном времени нахождения на солнце это может привести к нерасчетной работе устройств и узлов (особенно пороховых зарядов, взрывчатых веществ) и нерасчетным полетным характеристикам ракеты.

Задачей данного предлагаемого изобретения является повышение защиты ракеты от действия солнечной радиации, особенно в условиях длительного ее нахождения на солнце.

Для решения поставленной задачи транспортно-пусковой контейнер для ракеты снабжен С-образным экраном, установленным с зазором относительно его наружной боковой поверхности и закрепленным с возможностью углового и осевого перемещений относительно контейнера, причем в экране выполнены отверстия, над которыми консольно закреплены щитки, перекрывающие отверстия с образованием зазора со стороны, противоположной месту крепления, и имеющие возможность поворота вокруг мест крепления, при этом экран закреплен посредством хомутов, снабженных стойками.

При нахождении пускового устройства на солнце С-образный экран непосредственно воспринимает действие солнечной радиации (ультрафиолетовое, инфракрасное излучение и т.д.), частично его отражает, при этом контейнер с ракетой находится в тени, а перенос тепла от экрана к контейнеру уменьшается за счет того, что воздух в зазоре между экраном и стенкой контейнера нагревается до температуры, большей температуры наружного воздуха, особенно в слоях, прилежащих к внутренней поверхности экрана, и нагретый воздух, имея меньшую плотность, уходит в зазоры щитков. При этом более холодный наружный воздух поступает под экран с боков и торцов через зазоры между экраном и поверхностью транспортно-пускового контейнера.

Предлагаемое изобретение поясняется графическими материалами, на которых:

фиг.1 - контейнер с ракетой и экраном;

фиг.2 - вид контейнера в разрезе по отверстию в экране;

фиг.3 - увеличенный вид отверстия в экране с щитком в разрезе;

фиг.4 - контейнер с экраном и щитком в момент вылета ракеты в разрезе по отверстию.

Устройство содержит 1 - пусковой контейнер, 2 - ракету, 3 - С-образный экран с отверстиями, 4 - кольцевой хомут, 5 - винт, 6 - стойки, 7 - щитки на фиг. 2 и 3, 8 - солнечная радиация, 9 - нагретый слой воздуха.

Устройство работает следующим образом.

Пусковой контейнер 1 с ракетой 2 снабжен С-образным экраном с отверстиями 3, закрепленным на его наружной поверхности с возможностью углового и осевого перемещений (для удобства укладки в ящик, стыковки с направляющими и защиты функциональных блоков от солнца в зависимости от его нахождения над линией горизонта) посредством кольцевых хомутов 4, снабженных натяжным устройством 5. Хомуты снабжены стойками 6, на которых закреплен экран 3. На наружной поверхности экрана 3 консольно закреплены щитки 7, перекрывающие отверстия с образованием зазора относительно поверхности экрана 3 со стороны, противоположной месту крепления.

При нахождении пускового устройства на солнце, С-образный экран с отверстиями 3 непосредственно воспринимает действие солнечной радиации 8, благодаря чему контейнер находится в тени, а теплообмен от экрана к контейнеру не велик благодаря наличию зазора между ними, равному высоте стоек 6, в котором более нагретые слои воздуха 9, прилегающие к внутренней поверхности экрана, имеющие меньшую плотность, чем у наружного, поднимаются наверх через зазор в щитках, унося с собой тепло и уменьшая теплопередачу нижних слоев воздуха к пусковому контейнеру. При выходе ракеты из контейнера под давлением пороховых газов двигателя щитки поворачиваются вокруг мест крепления, и пороховые газы стравливаются через отверстия в экране, что позволяет уменьшить их силовое действие на экран. Подвижность экрана в угловом и осевом направлениях позволяет выбирать наиболее эффективное положение экрана и обеспечить удобство заряжания.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет:

- повысить защиту ракеты от действия солнечной радиации в условиях длительного ее нахождения на солнце и обеспечить уменьшение нагрева воздуха внутри контейнера до температуры, близкой к температуре наружного воздуха, за счет обеспечения отвода более нагретого воздуха через отверстия в экране. Одновременно повышается защита поверхности контейнера от разрушающего действия солнечной радиации за счет закрепления с зазором на наружной поверхности контейнера С- образного экрана с щитками, перекрывающими отверстия на поверхности экрана с зазором;

- обеспечить уменьшение силового воздействия газов двигателя на внутреннюю поверхность экрана за счет консольного крепления щитков, которые могут отгибаться под действием газов.

Все это в конечном итоге позволяет повысить надежность ракеты.