Транспортно-пусковий контейнер ракети

1. Транспортно-пусковий контейнер ракети, що включає корпус контейнера, послідовно розташовані опорно-ведучі пояси ракети, верхню кришку і пристрій для сушіння повітря, котрий змонтований на зовнішній поверхні корпусу контейнера і складається з корпусу з передньою і задньою стінками, касети з сорбентом, вузлів кріплення, каналів для сполучення внутрішніх порожнин кор 3 25665 контейнера, з неметалевих матеріалів контейнера і ракети, які містять вологу, а також за рахунок паропроникнення корпусу контейнера (див. журнал "Пластические массы", №4, 1984, с.21-23). Вільний об'єм контейнера ракети діаметром 3м складає uк = 15-20м 3, який необхідно осушувати [див. авт. св. СРСР №1031485, МПК B01D 53/26, 1982р.]. Ракета закріплена на верхньому днищі за допомогою циліндричного піддону і у момент, коли верхнє днище проходить повз верхнього торця корпусу ракети (розкриття контейнера) під час пуску, здійснюється раптове скидання тиску, у процесі якого відбувається ударно-хвильова дія гарячих газів порохового акумулятора тиску (ПАТу) на нижню частину ракети, що піднімається. Рівень дії залежить від величини тиску у корпусі контейнера у момент розкриття. Величина тиску у корпусі контейнера складає 5-7кгс/см 2. Недоліком відомого ТПК є його низькі експлуатаційні якості, такі як: - висока відносна вологість повітря у внутрішній порожнині контейнера, що може призвести до виходу з ладу вузлів і агрегатів ракети; - високі збурюючи навантаження , які діють на ракету під час виходу нижнього торця ракети з корпусу контейнера під час пуску. Найближчим до запропонованого по технічному рішенню є вибраний як прототип ТПК ракети, який описаний у патенті України №19507и, МПК F41F 3/00, B64G 5/00, 2006р. Вказаний ТПК включає корпус контейнера, послідовно розташовані опорно-ведучі пояси ракети і верхню кришку. Для забезпечення необхідної вологості повітря у корпусі контейнера на його зовнішній поверхні монтується пристрій для сушіння повітря за патентом України №47893А, МПК B01D 53/26, B64G 5/00, 2001р. Пристрій складається з корпусу з передньою і задньою стінками, касети з сорбентом (силікагелем), вузлів кріплення болтового типу, патрубка виведення з кільцевим ущільненням для з'єднання з патрубком (каналом) корпусу контейнера і патрубка введення для сполучення з навколишньою атмосферою. Сушіння повітря у корпусі контейнера здійснюється під час його перетікання з атмосфери у корпус і навпаки під дією різниці тиску всередині і зовні корпусу контейнера, яке виникає у результаті добового змінювання атмосферного тиску. Наявність патрубка введення забезпечує скидання надлишкового тиску з корпусу контейнера у процесі пуску, при цьому частина енергії газів ПАТів, яка йде на розгін ракети, втрачається. Але для сушіння атмосферного повітря потрібна велика кількість сорбенту, а для його розміщення потрібні великі габарити пристрою для сушіння повітря. Отже для зменшення кількості сорбенту виключають патрубок введення атмосферного повітря, а для забезпечення перетікання повітря з корпусу контейнера у корпус пристрою потрібно збільшити кількість каналів (отворів), які з'єднують вн утрішню порожнину корпусу контейнера і корпусу пристрою, до чотирьох (з діаметром кожного до 55мм). Наявність чотирьох каналів порівняно невеликого діаметра не погіршує міцність корпусу контей 4 нера. Крім того, корпус контейнера витримує різницю добової зміни тиску. Для забезпечення кріплення на неметалевому (склопластиковому) корпусі контейнера великої кількості зв'язків (чотирьох вузлів болтового кріплення і чотирьох каналів для проходження повітря) потрібна велика кількість закладних елементів: штифті в, втулок і т.п.) [див. авт. св. СРСР №976203, МПК F16L 23/02, 1981р.]. Недоліком відомого ТПК ракети є його невисокі експлуатаційні якості, такі як: - високі збурюючи навантаження, які діють на ракету під час виходу нижнього торця ракети з корпусу контейнера при пуску; - складність конструкції корпусу контейнера через велику кількість зв'язків між корпусом контейнера і пристроєм для сушіння повітря. В основу корисної моделі поставлена задача створення удосконаленого транспортно-пускового контейнера ракети, який би забезпечував підвищення його експлуатаційних якостей шляхом уведення в нього нових елементів і технічних рішень, таких як: - пристрій для сушіння повітря монтується між верхньою кришкою і верхнім опорно-ведучим поясом ракети, що дозволяє розташува ти пристрій для сушіння повітря на максимальній висоті і, таким чином, зменшити втрати енергії газів; - вузли кріплення пристрою виконуються у вигляді радіальних різьбових втулок, які взаємодіють з різьбовими отворами на передній стінці і утворюють канали для сполучення внутрішніх порожнин корпусу контейнера і корпусу пристрою, а кільцеві ущільнення встановлюються співвісно радіальним різьбовим втулкам і розміщуються між корпусами контейнера і пристрою, що дозволяє спростити конструкцію корпусу контейнера, тому що кожен пристрій для сушіння повітря має всього чотири вузли зв'язку з корпусом контейнера; - на задній стінці корпусу пристрою виконується послаблений переріз, який розкривається при підвищенні тиску у внутрішній порожнині корпусу пристрою до заданої межі у момент виходу ракети з корпусу контейнера, що дозволяє скинути надлишковий тиск з корпусу контейнера і, таким чином, зменшити ударно-хвильову дію на нижню частину ракети. Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому транспортно-пусковому контейнері ракети, який включає корпус контейнера, послідовно розташовані опорно-ведучі пояси ракети, верхню кришку і пристрій для сушіння повітря, котрий змонтований на зовнішній поверхні корпусу контейнера і складається з корпусу з передньою і задньою стінками, касети з сорбентом, вузлів кріплення, каналів для сполучення внутрішніх порожнин корпусу контейнера і корпусу пристрою та кільцевих ущільнень, в ньому пристрій для сушіння повітря змонтований між верхньою кришкою і верхнім опорно-ведучим поясом ракети, а вузли кріплення виконані у вигляді радіальних різьбових втулок, котрі взаємодіють з різьбовими отворами на передній стінці і утворюють канали для сполучення внутрішніх порожнин корпусу контейнера і корпусу пристрою, а кільцеві 5 25665 ущільнення встановлені співвісно радіальним різьбовим втулкам і розміщені між корпусами контейнера і пристрою. На задній стінці корпусу пристрою виконаний послаблений переріз, який розкривається під час підвищення тиску у вн утрішній порожнині корпусу пристрою до заданої межі у момент виходу ракети з корпусу контейнера. Для пояснення запропонованого ТПК ракети додаються креслення та його детальний опис. На кресленнях зображено: - на фіг.1 - загальний вид ТПК перед пуском ракети; - на фіг.2 - виносний елемент А фіг.1 (загальний вид пристрою для сушіння повітря); - на фіг.3 - загальний вид ТПК після пуску ракети. Запропонований ТПК складається з корпусу контейнера 1, в якому розміщується ракета 2 з верхнім 3 і нижнім опорно-ведучими поясами (ОВП), верхньої кришки 5, верхнього днища 6 з циліндричним піддоном 7 для кріплення ракети 2, нижнього днища 8 з ПАТами 9, пружинних штовхачів 10 і пристрою 11 для сушіння повітря (фіг.1). Пристрій 11 складається з корпусу 12, касети 13 з сорбентом, кришки 14. На передній стінці 15 корпусу 12 жорстко закріплені гайки 16, які взаємодіють з радіальними різьбовими втулками 17, а на задній стінці 18 виконані послаблені перерізи 19 (фіг.2). Між корпусами 1 і 12 встановлені кільцеві ущільнення 20. верхнє 6 і нижнє 8 днища утворюють задонний об'єм 21. Робота запропонованого ТПК ракети здійснюється наступним чином. На заводі-виробнику здійснюють продування внутрішньої порожнини корпусу контейнера 1 сухим повітрям і доводять відносну вологість повітря у контейнері до 10-20%, а потім ТПК доставляють на космодром на залізничній платформі у горизонтальному положенні, при цьому кріплення ТПК на платформі здійснюють за допомогою ложементних візків за патентом України №20499и, МПК В60Р 7/06, B64G 5/00, 2006р. На космодромі ТПК встановлюють на пускову установку у вертикальне положення і проводять підготовку до пуску: електричні і пневматичні перевірки ракети 2, заправлення ракети 2 компонентами палива і стисненими газами. Корпус ракети 2 і корпус контейнера 1 утворюють кільцевий вертикальний канал. У процесі підготовки ракети 2 водяна пара за рахунок природної конвекції крізь поздовжні отвори у ОВП ракети 2 і крізь радіальні різьбові втулки 17 проникає у внутрішню порожнину корпусу 12 пристрою 11 для сушіння повітря і поглинається сорбентом касети 13 (див. журнал "Инженерно-физический журнал", Минск, том 28, №1, 1975, с.24-28, статья "Характеристики влагопереноса в кольцевых вертикальных каналах"). Швидкість вологопоглинання визначається за формулою: Упогл. = b f DC; де р - коефіцієнт вологопоглинання сорбентом; 6 f - площа отворів для сполучення внутрішніх порожнин корпусів контейнера і пристрою; DC - різниця концентрацій водяної пари у корпусі контейнера і у районі касети з сорбентом. При цьому повинна виконуватися умова: Vпогл. ³ Vнадх. Пуск ракети 2 виконується у такій послідовності: - відкривають верхню кришку 5 (на фіг.1 відкрите положення верхньої кришки зображено пунктирною лінією) і послідовно запускають порохові акумулятори тиску 9, гази яких створюють у задонному об'ємі 21 надлишковий тиск. Потім ракета 2 разом з верхнім днищем 6 і циліндричним піддоном 7 починає рух вгор у. При цьому опорноведучи пояси ракети 2 забезпечують прямолінійність її руху; - при проходженні верхнього днища 6 рівня радіальних різьбових втулок 17 відбувається зростання тиску у вн утрішній порожнині корпусу 12 пристрою 11. Під дією цього тиску відбувається руйнування задньої стінки 18 по послабленому перерізу 19 і втрата енергії газів ПАТів 9; - при виході верхнього днища 6 за торець корпусу контейнера 1 (на фіг.3 верхня кришка 5 не зображена) гази ПАТів 9 роблять на ракету 2 допустиме ударно-хвильове навантаження; - після підйому ракети 2 на задану висоту (1520м) здійснюють скидання циліндричного піддона 7 з верхнім днищем 6 униз за допомогою пружинних штовхачів 10 і скидання ОВП, у тому числі і нижнього ОВП 4 з пружинними штовхачами 10; - потім запускають двигуни ракети 2. Після пуску, ТПК транспортують на заводвиробник, де демонтують пошкодженні пристрої 11 для сушіння повітря і встановлюють нові і в корпус контейнера 1 завантажують нову ракету 2. Для забезпечення потрібної швидкості вологопоглинання площа отворів для сполучення внутрішніх порожнин корпусу контейнера 1 і корпусу 12 пристрою 11 складає 0,1-0,2 від площі вертикального зазору між корпусами ракети 2 і контейнера 1. Величина зазору визначається конструктивними розмірами ОВП ракети 2 і складає 50-125мм. Щодо ударно-хвильової дії. Наприклад, для ракети діаметром 1 м внутрішній діаметр корпусу контейнера 1 складає 1,3 м. Для забезпечення вологістного режиму у ТПК необхідна мінімальна площа отворів у радіальних різьбових втулках 0,04-0,07м. Ця площа забезпечує зниження ударно-хвильової дії у 1,3-1,5 рази, при цьому втрата швидкості виходу ракети з ТПК складає 0,6м. Таким чином, запропонований ТПК, який має просту і надійну конструкцію, дозволяють забезпечити мінімальний поперечний габарит під час транспортування ТПК по залізниці за рахунок рівномірного розташування малогабаритних пристроїв для сушіння повітря навколо корпусу контейнера. 7 25665 8 9 Комп’ютерна в ерстка Г. Паяльніков 25665 Підписне 10 Тираж 26 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