Система амортизації ракети в пусковому контейнері

Система амортизації ракети в пусковому контейнері, яка розташована між пусковим контейне 3 85129 - геометричне структуровану конструкцію, що простирається між вигнутою полотниною і суцільним плоским кільцем, та включає розпірки, що простираються від кожної вигнутої полотнини до суцільного плоского кільця і розділені, принаймні, на дві групи, при цьому розпірки в одній групі спрямовані в один бік, а розпірки в іншій групі - у зустрічному напрямку. Як вже було сказано, головним недоліком такого технічного рішення є завеликі габарити контейнера з ракетою, пов'язані з розміщенням самої системи амортизації та конструкцій, які забезпечують її розміщення між двома поверхнями. З технологічної точки зору, відомі конструкції мають суттєво просторово неоднорідну стр уктур у, що потребує значних зусиль при встановленні амортизації при збиранні ракети з контейнером. Немаловажним є також міркування безпеки, оскільки масивні елементи системи амортизації можуть завдати шкоди оточуючим машинам, спорудам та персоналу. В основу винаходу поставлена задача удосконалення конструкції системи амортизації таким чином, щоб зробити якомога меншим потрібний зазор між ракетою та стінкою контейнера за рахунок іншої форми амортизатора і взаємного розташування елементів та їх взаємодії, а саме - виконання амортизаторів повністю симетричними, що не потребуватиме спеціальної їх орієнтації при встановленні, - вільного неорієнтованого розміщення амортизатора безпосередньо між корпусом ракети та стінкою контейнера без будь-яких допоміжних конструкцій та кріплення. Поставлена задача вирішується таким чином, що в запропонованій конструкції системи амортизації геометричне структурован у конструкцію, що простирається між ракетою та контейнером, виконано з одного шару сферичних амортизаторів, причому кожний амортизатор виконано пустотілим з стінками рівномірної товщини із пружного матеріалу, наприклад, поліуретанового еластомеру, а розмір кожного амортизатора у вільному стані перевищує найбільший зазор між корпусом ракети та стінкою контейнера. Для пояснення запропонованої конструкції системи амортизації додаються креслення та її детальний опис. На кресленнях зображено: На Фіг.1 - Загальний вид системи амортизації між пусковим контейнером та ракетою; На Фіг.2 - Вид сферичного амортизатора у деформованому стані; 4 На Фіг.3 - Вид сферичного амортизатора у вільному стані. Система амортизації ракети в пусковому контейнері, яка розташована між пусковим контейнером та ракетою згідно до винаходу у робочому положенні (Фіг.1) складається з множини сферичних амортизаторів 3, які встановлені в проміжку (зазорі) між корпусом контейнера 1 та ракетою 2. При цьому сферичні амортизатори 3 знаходяться в суттєво деформованому стані (Фіг.2). Тиск повітря у внутрішній порожнині кожного з сферичних амортизаторів є значно більшим за атмосферний, за рахунок чого на кожному з сферичних амортизаторів виникає розпірна сила, яка є залежною від ступеня деформації власне амортизатора 3 та його стінок 4. У вільному стані (Фіг.3) розмір кожного сферичного амортизатора перевищує найбільший можливий зазор між корпусом ракети та стінкою контейнера. Таким чином забезпечуватиметься підвищений тиск всередині сферичного амортизатора 3 і постійна підтримка ракети 2 в корпусі контейнера 1 за будь-яких технологічних відхилень, що виникають при виготовленні ракет та контейнерів. При підвищенні тиску в контейнері 1 ракета 2 починає рухатись, котячись по сферичних амортизаторах 3 як по роликах з мінімальним опором (Фіг.4). Вивільнені сферичні амортизатори 3 (Фіг.5) вилітають на кшталт м'ячиків, не завдаючи шкоди оточуючим машинам, спорудам та персоналу. Джерела інформації: 1. А.В.Карпенко, А.Ф.Уткин, А.Д.Попов. Отечественные стратегические ракетные комплексы. СПб., Невский бастион-Гангут, 1999г., ISBN 585875-104-0. 2. Патент США 4443848 від 28.02.1984р., МПК F16J15/10. 3. Патент США 4464972 від 14.08.1984р., МПК F41F3/04, F16J15/10. 4. Патент США 4485719 від 04.12.1984р., МПК C08G18/83, F16J15/32. 5. Патент США 4604940 від 12.08.1986р., МПК F41F3/04, C08G18/32. 6. Патент США 5327809 від 12.07.1994р., МПК F41F3/04. 7. Патент США 5353677 від 11.10.1994р., МПК F41F3/04. 8. Патент США 5220125 від 15.06.1993р., МПК F41F3/04. 5 85129 6 7 Комп’ютерна в ерстка В. Клюкін 85129 8 Підписне Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601