УСТРОЙСТВО КРЕПЛЕНИЯ ОПОРНО-ВЕДУЩЕГО ПОЯСА К РАКЕТЕ

Полезная модель относится к области ракетной техники, а более конкретно к конструкции крепления опорно-ведущих поясов ракет с многопоясным опиранием, стартующих из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК).
В описании к патенту RU 2494334 [1] изображена ракета с многопоясным опиранием на внутреннюю цилиндрическую направляющую поверхностью ТПК.
Опорно-ведущие пояса (ОВП) являются поперечными опорами ракеты в ТПК и предназначены для опоры ракеты при погрузке (выгрузке) в ТПК (из ТПК), амортизации ракеты в ТПК в процессе ее хранения и эксплуатации, скольжения ракеты по поверхности ТПК при старте, а также для обеспечения безударного выхода ракеты из ТПК. После выхода ракеты из ТПК опорно-ведущие пояса, на которых ракета находилась в ТПК, сбрасываются и разлетаются в стороны от ракеты.
Такое конструктивное решение [2, 3, 4] реализовано на межконтинентальных баллистических ракетах (МБР) Ρ-36М [15А14, (РС-20А)], а впоследствии - на МБР Ρ-36М УТТХ [15А18, (РС-20Б)], «Воевода» Р-36М2 [15А18М, (PC-20В)].
Одной из актуальных проблем, которую пришлось решать конструкторам при проектировании указанных выше ракет, была проблема конструкции крепления опорно-ведущих поясов к корпусу ракеты, т.к. наружный диаметр указанных выше ракет составляет 3 м и более. Такие размеры ракеты накладывают ряд требований к конструкции устройства крепления опорно-ведущего пояса, которое, по-возможности, должно быть простым в изготовлении, удобным при монтаже на ракете и надежным в работе.
Известна конструкция [5] опорно-ведущего пояса ракеты, содержащая два полукольца, которые установлены на наружной поверхности корпуса ракеты и соединены между собой двумя диаметрально расположенными механизмами стыковки-расстыковки полуколец с расталкивающими пружинами (Вид Г на листе 2), амортизирующие башмаками и устройство крепления опорно-ведущего пояса к ракете. При этом устройство крепления (выносной элемент X на листах 1 и 3) выполнено в виде закрепленных на боковой поверхности полуколец опорно-ведущего пояса кронштейнов (поз. 26) с проушиной, в которую при помощи двух эксцентриковых втулок (поз. 23 и 24) вставлен штифт с наружной резьбой (поз. 27), соединяющий опорно-ведущий пояс с ракетой посредством сферической и конической (поз. 4) втулок. Штифт (поз. 27) после проведения монтажно-регулировочных работ фиксируется контргайкой (поз. 25).
Недостатком описанной выше конструкции является сложность монтажа опорно-ведущего пояса на ракете, связанная с ювелирной работой: точной установкой опорно-ведущего пояса относительно корпуса ракеты при помощи двух эксцентриковых вращаемых вокруг штифта втулок.
Несмотря на недостатки, описанная выше конструкция крепления опорно-ведущего пояса к ракете 15А14 [5], является наиболее близким аналогом и может быть принята за прототип.
Задачей патентуемой полезной модели является получение технического результата, позволяющего упростить конструкцию и процесс монтажа опорно-ведущего пояса на ракете.
Этот технический результат достигается тем, что устройство крепления опорно-ведущего пояса к ракете, выполненного из двух полуколец, связанных между собой двумя диаметрально расположенными механизмами стыковки-расстыковки полуколец, выполнено в виде кронштейнов, установленных в один ряд по окружности на внешней поверхности корпуса ракеты с помощью штифтов и крепежных элементов, например болтов, при этом две осесимметрично расположенные боковые сферические поверхности каждого из кронштейнов взаимодействуют с косыми срезами клиньев, установленных друг против друга по обе стороны каждого кронштейна, клинья снабжены технологическими болтами, которые устанавливаются в боковых пазах полуколец опорно-ведущего пояса, а в радиальных резьбовых отверстиях полуколец опорно-ведущего пояса с помощью резьбовых втулок смонтированы резьбовые прижимы, контактирующие с клиньями.
Такая конструкция патентуемого устройства проста в изготовлении и существенно упрощает процесс монтажа опорно-ведущего пояса на ракете.
Сущность полезной модели поясняется графическими материалами, где:
- на Фиг. 1 показан общий вид опорно-ведущего пояса, установленного на ракете (одного из нескольких);
- на Фиг. 2 показан выносной элемент I на Фиг. 1 (элементы крепления опорно-ведущего пояса на ракете);
- на Фиг. 3 изображен разрез А-А на Фиг. 2 (крепление кронштейна к корпусу ракеты);
- на Фиг.4 изображен разрез Б-Б на Фиг. 2 (установка резьбового прижима).
На ракетах, стартующих из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК), устанавливается несколько опорно-ведущих поясов 1 (Фиг. 1), закрепляемых на внешней поверхности ракеты 2, которые выполнены из двух полуколец 3, связанных между собой двумя диаметрально расположенными механизмами стыковки-расстыковки 4 полуколец 3. На внешней поверхности опорно-ведущего пояса 1 закреплены амортизирующие башмаки 5 с фторопластовым наружным покрытием, контактирующим с внутренней поверхностью ТПК при погрузке (выгрузке) ракеты, ее амортизации в процессе эксплуатации и скольжения ракеты по поверхности ТПК при старте.
Устройство крепления к ракете 2 описанного выше пояса 1 выполнено (Фиг. 2) в виде кронштейнов 6, установленных в один ряд по окружности на внешней поверхности корпуса ракеты 2 с помощью штифтов 7 и крепежных элементов, например болтов 8 (Фиг. 3).
Две осесимметрично расположенные боковые сферические поверхности «М» каждого из кронштейнов 6 кинематически связаны (контактируют) с клиньями 9, которые установлены во внутренней полости «Н» полуколец 3 (Фиг. 2) друг против друга по обе стороны каждого кронштейна 6 и снабжены технологическими болтами 10, которые через пазы 11, выполненные в полукольцах 3 опорно-ведущего пояса 1, фиксируют начальное положение клиньев 9 при установке опорно-ведущего пояса 1 на ракете.
В резьбовых отверстиях 12 (Фиг. 4) полуколец 3 опорно-ведущего пояса 1 с помощью резьбовых втулок 13 смонтированы резьбовые прижимы 14, контактирующие с поверхностями «К» клиньев 9.
В исходном положении во внутреннюю полость «Н» полуколец 3 вставляются клинья 9, которые с помощью технологических болтов 10 фиксируются в «плавающем состоянии» в боковых пазах 11 полуколец 3, что исключает выпадание клиньев 9 из внутренней полости «Н» полуколец 3 при монтаже опорно-ведущего пояса 1 на ракете. После установки полуколец 3 на внешней поверхности ракеты над кронштейнами 6 полукольца 3 скрепляют между собой двумя диаметрально расположенными механизмами стыковки-расстыковки 4.
После этого производят закрепление опорно-ведущего пояса 1 на ракете 2. Эта операция осуществляется резьбовыми прижимами 14, которые воздействуя на поверхность «К» свободно «плавающих» клиньев 9, поджимают их к сферическим поверхностям «М» кронштейна 6, а затем производят подтяжку болтов 10.
Опорно-ведущие пояса 1 находятся на внешней поверхности ракеты 2 до момента одновременного сброса всех полуколец 3 после выхода ракеты из ТПК, который осуществляется по команде от системы управления ракеты с помощью диаметрально расположенных механизмов стыковки-расстыковки 4 полуколец 3 аналогично сбросу, осуществляемому на ракете МБР Ρ-36М. Момент сброса полуколец опорно-ведущих поясов МБР Ρ-36М показан в графических материалах в Приложениях 2 и 3 к настоящей заявки.
Полезная модель позволяет существенно упростить конструкцию устройства крепления и процесс монтажа опорно-ведущего пояса на ракете.
Источники информации:
1. Патент RU 2494334. Пусковая установка для ракет многопоясного опирания. Кл. МПК F41F 3/04 (2006.01). Приоритет от 02.04.2012 г.
2. МБР 15А14 (Ρ-36М) в Музее РВСН в Балабаново. Ксерокопии фотографий на 2 л. (см. Приложение 1)
3. Михаил Первов. Баллистические ракеты Великой Страны. Межконтинентальная баллистическая ракета Ρ-36М. «Авиация и космонавтика» №3, 2000 г, стр. 30-34. (см. Приложение 2)
4. Ракетный комплекс с ракетой PC-20Б (SS-18). Оружие и технологии России. Энциклопедия XXI век. Стратегические ядерные силы. Том I. Издательский дом «Оружие и технологии», Москва, 2000, стр.86. (см. Приложение 3)
5. Опорно-ведущий пояс ракеты 15А14 00.0201.8100.0000.00.0. Разработчик - КБ «Южное» (г. Днепропетровск), 1973-1975 г. (см. Приложение 4)