Транспортно-пусковий контейнер ракети

Винахід відноситься до ракетно-космічної галузі, а більш конкретно - до наземного обладнання і може використовува тися для забезпечення запуску ракет-носіїв легкого класу. Відомим є транспортно-пусковий контейнер ракети, що містить корпус, нижнє днище якого утворює з хвостовим відсіком ракети задонний об'єм, підключений до задонного об'єму газовий акумулятор тиску, кільцеві опори ракети, шарнірно закріплену на корпусі верхню кришку з пружинним приводом її повороту і піроболти кріплення ракети (див. патент США №3.158.062, кл. 89-1.7). Транспортно-пусковий контейнер (ТПК) забезпечує транспортування ракети з заводу-виробника до місця пуску, перевантаження за допомогою крана, ховання, підготовку до пуску та пуск ракети. ТПК захищає ракету від дії несприятливих факторів навколишнього середовища і механічних пошкоджень. У якості газового акумулятора тиску (ГАТу) застосовуються газові балони, які заповнюються газом за допомогою компресора. Кільцеві опори ракети виконуються у вигляді окремих башмаків або сегментів, які закріплюються на корпусі ракети за допомогою піроболтів і скидаються з ракети після виходу її з корпусу ТПК під час пускання (див. книгу В.И. Феодосьев «Основы техники ракетного полета», М., «Наука», 1979, с.94-95 рис.2.30). Недоліком відомого ТПК ракети є його низькі експлуатаційні якості, такі як: - великі габарити і вага ГАТу, що ускладнює експлуатацію ТПК ракети; - великі габарити і вага пружинного привода для відкривання верхньої кришки, що знижує безпеку робіт під час закривання і відкривання верхньої кришки ТПК у процесі підготовки ракети. Найближчим до запропонованого по технічному рішенню є вибраний як прототип ТПК ракети за авт. св. СРСР №1333018, МПК G01M7/00, 1985г. Цей ТПК містить корпус, нижнє днище якого утворює з верхнім днищем задонний об'єм, підключені до задонного об'єму порохові акумулятори тиску, циліндричний піддон для встановлення ракети на верхньому днищі, кільцеві опори ракети і вузли кріплення піддона. Зовнішній діаметр хвостового відсіку ракети може виконуватися менше зовнішнього діаметра паливного відсіку для забезпечення кріплення ракети під час пуску (див. патент України №49669А, МПК B64G1/00, F42B15/00, 2002р.). Порохові акумулятори тиску (ПАТи) мають порівняно невеликі габарити і вагу, а вер хнє днище виключає дію гарячих газів ПАТів на ракету. Піддон кріпиться до нижнього торця хвостового відсіку і до верхнього днища і разом з верхнім днищем скидається після виходу ракети з корпусу ТПК перед запусканням двигуна ракети. Недоліком відомого з'єднання є його невисокі експлуатаційні якості, такі як: - можливість пошкодження хвостового відсіку ракети верхнім днищем і циліндричним піддоном під час запускання двигуна ракети, тому що не забезпечується гарантоване відведення піддону з верхнім днищем від ракети; - велика довжина корпусу ТПК, тому що хвостовий відсік ракети і циліндричний піддон з'єднані послідовно; - неможливість транспортування ТПК у горизонтальному положенні, тому що відсутнє кріплення між днищами, що призведе до пошкодження ракети. В основу винаходу поставлена задача створення удосконаленої конструкції ТПК ракети, яка б забезпечувала, підвищення його експлуатаційних якостей шляхом уведення в нього нових елементів і технічних рішень, таких як: - зовнішній діаметр циліндричного піддона виконується більше зовнішнього діаметра хвостового відсіку, при цьому піддон закріплюється за допомогою піроболтів на паливному відсіку ракети, що дозволяє зменшити довжину корпусу ТПК за рахунок розташування хвостового відсіку і циліндричного піддона паралельно, у вигляді концентричних оболонок, а також зменшити вагу хвостового відсіку ракети, тому що вага ракети діє на циліндричний піддон; - верхнє днище закріплюється за допомогою піроболтів на нижньому днищі корпусу, що дозволяє забезпечити поздовжнє кріплення ракети під час транспортування ТПК; - наявність поздовжніх пружинних штовхачів і поздовжніх напрямних, рівномірно розташованих по периметру ракети, при цьому поздовжні пружинні штовхачі закріплюються на нижній кільцевій опорі і контактують з відповідними кронштейнами циліндричного піддона, що дозволяє забезпечити безпечне осьове переміщення циліндричного піддона з верхнім днищем відносно хвостового відсіку ракети і скидання поздовжніх пружинних штовхачів одночасно із скиданням кільцевих опор; - внутрішня порожнина пневмопривода з'єднується з задонним об'ємом за допомогою трубопроводу із зворотнім клапаном, що дозволяє забезпечити спрацювання пневмоциліндра від газів, які виробляються ПАТом у момент пуску, а у процесі підготовки ракети до пуску пневмоциліндр є безпечним. Зворотній клапан виключає попадання вологого навколишнього повітря через пневмоциліндр у задонний об'єм і утворення там конденсату. Поставлена задача вирішується таким чином, що запропонований ТПК ракети, що містить корпус, нижнє днище якого утворює з верхнім днищем задонний об'єм, підключені до задонного об'єму порохові акумулятори тиску, циліндричний піддон для кріплення ракети на верхньому днищі, шарнірно закріплену на корпусі верхню кришку з пневмоприводом її повороту, кільцеві опори ракети, у якій зовнішній діаметр хвостового відсіку менше зовнішнього діаметра паливного відсіку, вузли кріплення піддона і піроболти кріплення ракети, в ньому зовнішній діаметр циліндричного піддона виконаний більше зовнішнього діаметра хвостового відсіку, при цьому циліндричний піддон закріплений за допомогою піроболтів на паливному відсіку ракети, а верхнє днище закріплено за допомогою піроболтів на нижньому днищі корпусу. ТПК споряджений поздовжніми пружинними штовхачами і поздовжніми напрямними, рівномірно розташованими по периметру ракети, при цьому поздовжні пружинні штовхачі закріплені на нижній кільцевій опорі і контактують з відповідними кронштейнами циліндричного піддона, а поздовжні напрямні змонтовані на хвостовому відсіку ракети і взаємодіють з башмаками, закріпленими на піддоні. Внутрішня порожнина пневмопривода з'єднана з задонним об'ємом за допомогою трубопроводу із зворотнім клапаном. Для пояснення конструкції ТПК і його роботи додаються креслення та його детальний опис. На кресленнях зображено: - на фіг.1 - загальний вид ТПК ракети; - на фіг.2 - виносний елемент А фіг.1 (загальний вид циліндричного піддона); - на фіг.3 - розріз Б-Б фіг.2 (поперечний розріз ТПК). Запропонований ТПК складається з корпусу 1, нижнього днища 2 з ПАТами 3, верхнього днища 4 з циліндричним піддоном 5, задонного об'єму 6, верхньої кришки 7, пневмоциліндра 8, трубопроводу 9 із зворотнім клапаном 10 та ракети 11 з кільцевими опорами 12 (фіг.1, 3). Верхня кришка 7 закріплена на корпусі 1 за допомогою осі 13 і піроболтів 14. Нижнє 2 і верхнє 4 днища з'єднані за допомогою піроболтів 15. Циліндричний піддон 5 кріпиться до паливного відсіку 16 ракети 11 за допомогою піроболтів 17 (фіг.2). На зовнішній поверхні циліндричного піддона 5 змонтовані кронштейни 18, які взаємодіють з поздовжніми пружинними штовхачами 19, закріпленими на нижній кільцевій опорі 12, а на його внутрішній поверхні розташовані башмаки 20, які взаємодіють з поздовжніми напрямними 21, закріпленими на зовнішній поверхні хвостового відсіку 22 ракети 11. Робота ТПК ракети здійснюється наступним чином. З заводу-виробника на стартовий майданчик ракету 11 транспортують у горизонтальному положенні у корпусі 1 ТПК, при цьому: - від поздовжніх переміщень ракету 11 закріплюють за допомогою піроболтів 15, а в поперечному напрямку вона спирається на кільцеві опори 12; - корпус 1 кріплять на транспортному засобі, наприклад на залізничній платформі, за авт. св. СРСР №1049296, МПК В60Р7/12, 1982р. На стартовому майданчику транспортно-пусковий контейнер перевантажують на пускову установку і готують ракету 11 до п уску. У процесі підготовки ракети 11 до пуску у корпусі 1 підтримують задану температуру і вологість за патентом РФ №2179941, МПК B64G1/00, 1/40, 2001р. Потім ТПК піднімають у вертикальне положення для проведення пуску. Пуск ракети 11 здійснюють у такій послідовності: - підривають піроболти 14 верхньої кришки 7 і піроболти 15 верхнього днища 4; - запускають перший ПАТ 3, гази якого створюють у задонному об'ємі 6 надлишковий тиск. Під дією цього тиску спочатку за допомогою пневмоциліндра 8 відкривають верхню кришку 7 (її відкрите положення зображено на фіг.1 пунктирною лінією), а потім ракета 11 разом з верхнім днищем 4 і циліндричним піддоном 5 починає рух угор у. При цьому кільцеві опори 12 забезпечують прямолінійність її руху; - після виходу ракети 11 з корпусу 1 на задану висоту (5-10м) підривають піроболти 17. У результаті цього під дією поздовжніх пружинних штовхачів 19 циліндричний піддон 5 разом з верхнім днищем 4 переміщується вниз по поздовжнім напрямним 21; - потім підривають піроболти (які на кресленнях не зображені) кільцевих опор 12 і запускають двигун ракети 11. Для проведення пуску ракети транспортно-пусковий контейнер може розміщуватися на різних носіях: - на верхній палубі корабля у вертикальному положенні (за книгою Михайлов В.П., Назаров Г.А. «Развитие техники пуска ракет», М., «Воениздат», 1976, с.173-174 рис.55); - у вантажному відсіку літака у горизонтальному положенні (за патентом України №43737А, МПК B64D5/00, 2001р.); - на залізничній платформі з можливістю повороту ТПК із горизонтального положення у вертикальне (за книгою В.И. Феодосьев, Г.Б. Синярев «Введение в ракетную технику», М., «Оборонгиз», 1960, с.478, 483 рис.10.31-10.33). Таким чином, запропонований ТПК ракети, який має просту і надійну конструкцію, дозволяє здійснювати пуски з різних видів носіїв.