стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки

Формула изобретения

1. Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки, содержащее размещенные на срезе казенной части направляющей и боковой поверхности соплового блока ракеты стопорные элементы, один из которых - первый - содержит передний и задний упоры, между которыми образован канал, а второй содержит заключенный в канал между упорами стопорный палец, удерживающий ракету в канале направляющей, отличающееся тем, что первый стопорный элемент размещен на срезе казенной части направляющей, при этом канал, образованный в нем между упорами, выполнен сквозным, а второй стопорный элемент, выполненный в виде стопорного пальца, размещен на боковой поверхности соплового блока ракеты и заключен в сквозной канал между упорами первого стопорного элемента, при этом передний упор первого стопорного элемента снабжен режущей кромкой, примыкающей к основанию стопорного пальца.

2. Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки по п. 1, отличающееся тем, что стопорный элемент, размещенный на срезе казенной части направляющей, выполнен в виде рукоятки, шарнирно прикрепленной к направляющей, и подпружинен к боковой поверхности соплового блока ракеты, при этом упоры со сквозным отверстием выполнены примыкающими заподлицо к боковой поверхности соплового блока ракеты.

3. Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки по п. 1, отличающееся тем, что стопорный палец выполнен в виде выступающего наружу из соплового блока ракеты цилиндра либо эллипсоида, а режущая кромка на переднем упоре первого стопорного элемента выполнена в виде ласточкина хвоста или выемки либо выполнена в виде прямолинейной режущей кромки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании противоградовых ракетных комплексов нового поколения.

Известны различные конструкции стопорных устройств в виде выступа либо выемки, останавливающие или удерживающие части механизма в определенном положении (Политехнический словарь. Изд.3-е. Под ред. А.Ю.Ишлинского. - М.: Советская энциклопедия, 1989, с.506).

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки, содержащее размещенный на сопловом блоке ракеты кольцевой стопорный паз с коническими упорами, ограничивающими движение ракеты в направляющей, размещенный на срезе казенной части направляющей стопорный палец, подпружиненный к кольцевому стопорному пазу, рукоятку, выполненную в виде рычага с фиксатором для фиксации стопорного пальца в нижнем крайнем нерабочем положении (Пусковая установка марки ТКБ-040-КА-01. Инструкция по эксплуатации ТКБ-040-КА-01. Утв. 28.05.1989, с.11, 12, 36.

Недостатком известного стопорного устройства является сложность конструкции, что обусловлено наличием таких сложных деталей как стальная пружина, обеспечивающая усилие срыва в 50-70 кг, рукоятка сложной конструкции с фиксатором, каленый палец из специальной стали, устройство для регулировки усилия пружины и т.д.

Кроме того, известная конструкция стопорного устройства с усилием срыва в 50-70 кг требует определенных физических нагрузок у обслуживающего персонала, а также специальное устройство для периодического измерения величины усилия срыва.

Другим недостатком известного устройства является недостаточно высокая ее надежность в работе. Это обусловлено тем, что под влиянием сырости все элементы устройства подвергаются коррозии, в том числе подвергается коррозии такой важнейший элемент как пружина. В результате меняется усилие срыва стопорного устройства, что искажает траекторию полета выпущенной ракеты, снижая при этом эффективность активных воздействий на градовые облака.

С учетом указанных недостатков техническим результатом от использования заявленного технического решения является упрощение конструкции стопорного устройства, снижение трудозатрат при его эксплуатации, а также повышение надежности и эффективности его работы.

Технический результат достигается тем, что в известном стопорном устройстве направляющей ракетной пусковой установки, содержащем размещенные на срезе казенной части направляющей и боковой поверхности соплового блока ракеты стопорные элементы, один из которых - первый содержит передний и задний упоры, между которыми образован канал, а второй содержит заключенный в канал между упорами стопорный палец, удерживающий ракету в канале направляющей, первый стопорный элемент размещен на срезе казенной части направляющей, при этом канал, образованный в нем между упорами, выполнен сквозным, а второй стопорный элемент, выполненный в виде стопорного пальца, размещен на боковой поверхности соплового блока ракеты и заключен в сквозной канал между упорами первого стопорного элемента, при этом передний упор первого стопорного элемента снабжен режущей кромкой, примыкающей к основанию стопорного пальца.

Технический результат достигается и тем, что стопорный элемент, размещенный на срезе казенной части направляющей, выполнен в виде рукоятки, шарнирно прикрепленной к направляющей, и подпружиненной к боковой поверхности соплового блока ракеты, при этом упоры со сквозным отверстием размещены в передней ее части и выполнены примыкающими заподлицо к боковой поверхности соплового блока ракеты.

Технический результат достигается так же и тем, что стопорный палец выполнен в виде выступающего наружу из соплового блока цилиндра либо эллипсоида, а режущая кромка на переднем упоре первого стопорного элемента выполнена в виде выемки, имеющей форму ласточкина хвоста, или полукруга, либо выполнена в виде прямолинейной режущей кромки.

На фиг.1 представлен общий вид стопорного устройства направляющей ракетной пусковой установки в двух проекциях; на фиг.2-5 представлены фрагменты стопорного устройства с различными вариантами конструкции упоров.

Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки состоит из корпуса 1 с проушинами 2, между которыми размещена рукоятка 3, вращающаяся относительно оси 4. Между проушинами 2 размещен ограничитель 5, выполненный в виде пальца. Рукоятка 3 содержит выступ 6, который прижат к ограничителю 5 пластинчатой пружиной 7, прикрепленной к корпусу 1 с помощью винтов 8. В верхней части корпуса 1 размещены передний упор 9 и задний упор 10, между которыми образовано сквозное отверстие 11. Передний упор может быть выполнен в виде выемки округлой формы (Фиг.2), в виде ласточкина хвоста (Фиг.3), либо имеет прямолинейную форму (Фиг.4), снабженную режущей кромкой 12. При этом задний упор 10 размещен на свободном конце рукоятки 3. Стопорное устройство прикреплено к основанию 13 направляющей 14 ракетной пусковой установки с помощью винтов 15 (ракетная пусковая установка не показана). Направляющая 14 содержит два зеркально расположенных относительно горизонтальной оси П-образных профиля 16, образующих канал 17, куда заключена ракета 18, снабженная стабилизаторами 19 на сопловом блоке 20. На торцевой части соплового блока 20 размещены сопла 21, а на боковой ее поверхности размещен стопорный палец 22, заключенный в сквозное отверстие 11. Стопорный палец 22 выполнен из нехрупкого пластика, имеющего достаточно высокую прочность. У основания стопорного пальца 22 предусмотрен кольцевой паз 23. Передний упор 9 и задний упор 10 со сквозным отверстием 11 могут быть выполнены непосредственно на самой рукоятке 3. На Фиг.5 показан данный вариант конструкции, где сквозное отверстие 11 имеет форму эллипса, в котором передняя часть служит передним упором 9, а задняя часть служит задним упором 10.

Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки работает следующим образом.

При движении ракеты 18 в канале направляющей ракетной пусковой установки 14 стопорный палец 22, воздействуя на верхнюю часть рукоятки 3, отводит ее вниз. Достигая сквозного отверстия 11, стопорный палец 22 входит в нее, фиксируя положение ракеты 18 в канале направляющей 14. При этом под действием пластинчатой пружины 7 рукоятка 3 прижимается к боковой поверхности соплового блока 20 заподлицо с боковой ее поверхностью. При пуске ракеты 18 она начинает двигаться вперед. При этом стопорный палец 22 упирается в передний стопор 9 и при достижении тяги заданному значению усилия срыва (50-70 кг) срезается режущей кромкой 12 переднего стопора 9 и ракета сходит с направляющей 14.

Форма кромки переднего стопора 9 в виде ласточкина хвоста и выемки (см. Фиг.2 и Фиг.3) центрирует стопорный палец 22 и срезает его при пуске ракеты на уровне кольцевого паза 23. Такая форма кромки стопора 9 необходима для ракет, у которых стабилизаторы отсутствуют, а их закрутка в полете обеспечивается скошенными соплами. А для ракет, оснащенных стабилизаторами 17, можно использовать более простую конструкцию стопора, где режущая кромка 12 имеет прямолинейную форму (см.Фиг.4).

Предложенное техническое решение позволяет существенно упростить конструкцию стопорного устройства, обеспечивает снижение трудозатрат при его эксплуатации, а также повышает надежность и эффективность его работы. При этом исключается необходимость осуществления периодического контроля и регулировки усилия срыва в процессе эксплуатации пусковых установок, поскольку параметры усилия срыва уже определяются не механическими свойствами пружины, которые могут меняться во времени, а определяются более постоянными и не меняющимися во времени механическими свойствами материала стопорного пальца, срезаемого при пуске ракеты.