авиационное пусковое устройство для установки и пуска ракет с летательного аппарата

Формула изобретения

1. Авиационное пусковое устройство для установки и пуска ракет с летательного аппарата, состоящее из неподвижного корпуса, закрепленного на летательном аппарате, и подвижной рампы, на которой устанавливаются ракеты, соединенной с корпусом шарниром, обеспечивающим поворот ее в вертикальной плоскости от управляющего механизма, включающего в себя винтовую пару и привод винта, а также из узлов крепления ракет с упорными рычагами и запирающего механизма, взаимодействующего с этими узлами, отличающееся тем, что ось шарнира, которым рампа соединена с корпусом, находится в центре масс снаряженной ракетами рампы, управляющий механизм с приводом и винтовой парой закреплены в корпусе, а гайка винтовой пары связана с рычагом, закрепленным на рампе посредством шарнирного звена.

2. Пусковое устройство по п.1, отличающееся тем, что узлы крепления ракет имеют независимые запирающие механизмы, находящиеся непосредственно на запирающих рычагах и снабженные предохранителем.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной техники, главным образом к авиационному вооружению, а именно к пусковым устройствам ракет, устанавливаемым на внешней подвеске летательного аппарата.

Известны пусковые устройства для установки как одной ракеты, так и для групповой установки (патент США №3766828, кл. 89/1.8). Эти устройства закрепляются на летательном аппарате неподвижно, и потому требуется маневрирование летательного аппарата для захвата и наведения ракеты на цель, что затрудняет возможности применения.

Одним из устройств подобного типа является пусковое устройство, разработанное ВНТК им. Камова №8000080201000 СБ. Оно состоит из неподвижного корпуса, имеющего узлы для жесткого крепления к летательному аппарату, и подвижной рампы, расположенной под корпусом с передними и задними узлами для установки ракет, находящихся в контейнерах, которые являются их принадлежностью. Рампа присоединена к корпусу с помощью шарнира с горизонтальной осью, относительно которого осуществляется поворот рампы, который находится в верхней части заднего торца корпуса. Кроме того, рампа связана с корпусом двухзвенным механизмом (шлиц-шарниром), одно звено которого находится в верхней передней части корпуса, а второе звено - в верхней передней части рампы. Поворот рампы производится с помощью управляющего механизма, который включает в себя винтовую пару, у которой гайка закреплена шарнирно в верхней передней части корпуса, а винт закреплен в верхней передней части рампы. Узлы крепления ракет находятся на двух поперечных балках, расположенных на концах рампы. Передние узлы снабжены упорными рычагами, фиксирующими ракету по направлению ее продольной оси. Крепление ракеты в вертикальной и горизонтальной плоскостях обеспечивается при установке ракеты конфигурацией самих узлов - переднего и заднего. Запирающий механизм переднего узла состоит из вала с кулачками, расположенными под каждым рычагом, находящимся в полости поперечной балки и выдвижной рукоятки для вращения и фиксации вала. В запертом положении кулачок препятствует самопроизвольному повороту упорного рычага благодаря имеющемуся на нем выступу, входящему через прорезь в полость поперечной балки. При этом стыковочный узел ракеты фиксируется упорным рычагом и подпружиненным упором основания узла.

В описанном пусковом устройстве ось вращения рампы расположена на значительном расстоянии от центра массы этой рампы, снаряженной ракетами и присоединенными к ней управляющим механизмом (кроме гайки) и шлиц-шарниром. Как известно из курса теоретической механики (второй закон Ньютона для массы, вращающейся вокруг неподвижной оси)

I_z· =M,

где I_z - момент инерции тела, вращающегося вокруг неподвижной оси z (оси вращения рампы);

- угловое ускорение вращающейся массы;

М - момент вращения.

Момент вращения определяет выбор привода для приведения в действие рампы. Известно также (теорема Штейнера)

I _z=I₀+ml²,

где I₀ - момент инерции тела относительно его центра массы (главный момент инерции);

m - масса тела;

l - расстояние от центра массы тела до оси вращения.

Из последнего выражения видно, что минимальный потребный момент М может быть получен при l=0, т.е. когда ось вращения рампы совпадает с ее центром массы. Величина ml² определяет дополнительный потребный момент вращения, а следовательно, мощность и массу привода.

Кроме того, узлы крепления рампы расположены на большом расстоянии как от точек приложения, так и от линии действия инерционно-массовых сил и сил отдачи ракеты, что в свою очередь увеличивает действующие на рампу моменты от этих сил, требующие увеличения массы рампы для обеспечения достаточной прочности и жесткости.

Еще один недостаток расположения оси вращения рампы в верхней задней части корпуса состоит в том, что при повернутом положении рампы в процессе прицеливания и пуска ракеты рампа отходит от корпуса и открываются полностью внутренняя полость и корпуса, и рампы, и находящийся в полости управляющий механизм и шлиц-шарнир. Это резко увеличивает аэродинамическое сопротивление установки и создает благоприятные условия для попадания в эту полость пыли, атмосферных осадков, посторонних предметов (например, птиц), а также действия реактивной струи от ракет.

Еще одним недостатком устройства является конструкция запирающего механизма. Размещение кулачкового вала в полости поперечной балки делает практически невозможным техобслуживание и контроль работы механизма, но имеющиеся в балках прорези позволяют попадать в полость и накапливаться в ней пыли, воде и льду. Причину, препятствующую запирающему механизму встать в запертое положение (например, не доведенная до упоров в узлах ракета или посторонний предмет на упорном рычаге), вынуждены искать на всех установленных ракетах (на прототипе их 6) и делать многократные попытки запереть узлы. Наконец, сама конструкция кулачкового вала - большая длина и, следовательно, большой диаметр с большими неработающими участками между кулачками при практическом отсутствии на них каких либо нагрузок - является в весовом отношении нерациональной.

Техническая задача настоящего изобретения состоит в устранении упомянутых выше недостатков, а именно снижение массы пускового устройства по сравнению с прототипом, уменьшение потребляемой мощности привода управляющего механизма, уменьшение аэродинамического сопротивления устройства, упрощение конструкции, а также снижение трудоемкости обслуживания в эксплуатации и трудоемкости изготовления за счет упрощения конструкции устройства.

Авиационное пусковое устройство для установки и пуска ракет с летательного аппарата состоит из закрепляемого на нем неподвижно корпуса и подвижной рампы, на которой устанавливаются ракеты. Рампа закреплена на неподвижном корпусе с помощью шарнира, ось которого находится в центре масс снаряженной ракетами рампы с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости. Поворот осуществляется с помощью управляющего механизма, состоящего из винтовой пары и привода винта, закрепленных неподвижно на двух опорах в корпусе. Подвижная гайка шарнирно соединена с помощью звена с рычагом, жестко закрепленным на рампе. Каждый из передних узлов крепления ракет снабжен запирающим механизмом, фиксирующим узел в запертом или открытом положении с помощью чеки, взаимодействующей с вырезами на основании узла и предохранителем.

Фиг.1 - авиационное пусковое устройство, снаряженное контейнерами с ракетами, общий вид; Фиг.2 - авиационное пусковое устройство, вид сбоку; Фиг.3 - передний узел крепления ракеты, общий вид.

Пусковое устройство состоит из двух основных частей: неподвижного корпуса 1 и подвижной рампы 2, прикрепленной к нему с помощью шарнира 3, а также следующих узлов и деталей расположенных на них. В корпусе закреплен управляющий механизм, в который входят два подшипниковых узла 4 и 5, в которых находится винт 6 с гайкой 7 и приводом 8, который вращает винт. Гайка снабжена шарнирным звеном 9, которое соединяет ее с рычагом 10, закрепленным в рампе. В качестве привода использован электромеханизм вращающего действия, причем его приводной вал соединен с винтом 6 муфтой.

В нижней части корпуса находится шарнир 3, которым прикреплена рампа к корпусу. Ось этого шарнира расположена в центре массы снаряженной ракетами рампы. Рампа 2 состоит из продольной балки 11, передней поперечной балки 12 и задней поперечной балки 13, расположенных на концах продольной балки. На ней также установлен шарнир 3, связанный с корпусом, и закреплен рычаг 10, соединенный шарнирным звеном 9 с гайкой 7 винтовой пары. На передней поперечной балке размещены передние узлы 14 крепления ракет, а на задней поперечной балке - задние узлы 15 крепления ракет. Эти узлы обеспечивают жесткую фиксацию стыковочных узлов ракеты при ее установке в пусковом устройстве.

Передний узел 14 крепления ракет состоит из основания 16, на котором имеются два захвата 17, в которых фиксируется стыковочный узел ракеты в вертикальном и боковом направлениях, а также выступ 18, в боковых щеках которого шарнирно установлен запирающий рычаг 19 с помощью оси 20, на которой находится пружина 21, удерживающая рычаг в запертом (верхнем) положении. На одном конце рычага находится упор 22, взаимодействующий с задним торцем стыковочного узла ракеты и фиксирующий его в продольном направлении, а другой конец выполнен в виде рукоятки 23, на которой помещен запирающий механизм 24. Он состоит из ползуна 25, находящегося в цилиндрической полости рукоятки, на котором имеется чека 26, расположенная под рукояткой в ее прорези. Ползун находится под действием пружины 27, которая удерживает его в переднем положении. Ползун соединен стержнем 28 с ручкой 29, которая пружиной 27 прижата к торцу рукоятки 23, в ушках на верхней поверхности которой установлен подпружиненный предохранитель 30, взаимодействующий с ручкой 29. В передней части основания 16 имеются два выреза - вырез 31 запертого положения узла и вырез 32 открытого положения, с которыми взаимодействует чека 26.

Вариант конкретного исполнения пускового устройства рассчитан на установку четырех ракет в штатных транспортно-боевых контейнерах 33.

Крепление пускового устройства к летательному аппарату осуществляется двумя шпильками в стыковочных отверстиях 34 верхней части корпуса 1 и ответных узлах пилона 35 летательного аппарата.

Пусковое устройство работает следующим образом:

Пусковое устройство закрепляется на пилоне 35 летательного аппарата с помощью стыковочных отверстий 34 на корпусе 1. Ракета, заключенная в транспортно-боевой контейнер 33, который является ее принадлежностью, устанавливается таким образом, чтобы стыковочные узлы находились против соответствующих переднего узла 14 и заднего узла 15 крепления ракет, которые находятся на передней поперечной балке 12 и задней поперечной балке 13, являющихся частью рампы 2. При этом запирающий рычаг 19 находится в открытом положении, при котором упор 22 находится в нижнем положении и не препятствует установке контейнера. Это положение фиксируется чекой 26, которая удерживается в вырезе 32. При перемещении контейнера вперед стыковочные узлы ракеты на нем входят в соответствующие узлы крепления ракет до контакта с выступом 18. Запирающий механизм 24 работает следующим образом. Крепление контейнера в пусковом устройстве производится отжимом вверх предохранителя 30 и последующим оттягиванием от торца рукоятки 23 ручки 29. При этом запирающий рычаг 19 под действием пружины 21 поворачивается на оси 20, закрепленной в боковых щеках выступа 18, а упор 22 поднимается и входит в контакт со стыковочным узлом. Затем ползун 25 и соединенная с ним стержнем 28 ручка 29 возвращается в исходное положение под действием пружины 27, предохранитель опускается вниз, а чека 26 фиксируется в вырезе 31 запертого положения. При снятии контейнера производятся те же действия, но рукоятка приподнимается так, чтобы чека 26 вошла в вырез 32 открытого положения.

Поворот рампы 2 при наведении ракеты на цель происходит при подаче электрического тока на привод 8, соединенный муфтой с винтом 6. Винт закреплен в корпусе 1 в двух подшипниковых узлах 4 и 5. При вращении винта гайка перемещается по винту и через шарнирное звено 9 воздействует на рычаг 10, закрепленный на продольной балке 11. При этом рампа, соединенная с корпусом шарниром 3, поворачивается на заданный угол.

Одним из главных факторов, определяющих эффективность авиационных конструкций, является весовое совершенство, иными словами, снижение массы разработанного изделия по сравнению с прототипом. Выше подробно показано, что подвеска рампы в центре массы подвижной части позволяет значительно уменьшить массу как корпуса, так и рампы благодаря оптимизации их конфигурации. Эта же цель достигнута за счет уменьшения массы электропривода меньшей мощности, меньшего хода гайки и соответственно длины винта винтовой пары, а также облегчения подшипниковых узлов винта. Снижение массы получено также за счет запирающих механизмов в узлах крепления ракет введением независимых друг от друга устройств, находящихся непосредственно в рукоятках упорных рычагов. Суммарное снижение массы всего пускового устройства по сравнению с прототипом находится в пределах 1,5-2 раза.

Выше было также показано, что аэродинамическое сопротивление устройства в разработанной конфигурации значительно меньше, особенно при повернутой рампе, благодаря примерно вдвое меньшей площади внутренних полостей корпуса и рампы и, что не менее существенно, герметизации этих полостей с помощью уплотнительных профилей и крышек на корпусе.

Еще одним фактором повышения эффективности устройства является снижение трудоемкости его обслуживания. Оно достигнуто за счет того, что винтовая пара, электропривод и подшипниковые узлы защищены от воздействия на них внешней среды, в частности пыли и влаги, и потому не требуют постоянного ухода и контроля, а могут обслуживаться в объеме регламентных работ. Этой цели служит также конструкция запирающего механизма, все детали которого доступны для визуального контроля непосредственно в процессе снаряжения пускового устройства. Кроме того, эти особенности повышают надежность эксплуатации.