Механизм удержания ракеты в контейнере
MECHANISM FOR RETAINING MISSILE IN CONTAINER

Изобретение относится к ракетостроению, а именно к выстрелам ракет, помещенным в контейнер.
Известен механизм удержания ракеты в контейнере (патент РФ №2191981 от 09.10.2000 г.), который состоит из разрезного пружинного кольца, установленного в радиальном пазе, выполненном на цилиндрической поверхности корпуса многосоплового ракетного двигателя, заслонки, установленной на торцевой поверхности двигателя таким образом, что она перекрывает одно сопло двигателя.
Данная конструкция механизма удержания обеспечивает надежное крепление ракеты в контейнере, исключает ее продольное перемещение внутри контейнера при транспортировании, а также обеспечивает надежную расстыковку ракеты с контейнером при срабатывании многосоплового двигателя за счет уменьшения времени срабатывания механизма удержания ракеты в контейнере и, как следствие, снижение возмущений, действующих на пусковой контейнер и пусковую установку.
Существенным недостатком данного технического решения является то, что при срабатывании многосоплового двигателя происходит неравномерное вскрытие сопел, а так как заслонка располагается строго напротив одного из сопел, то может возникнуть ситуация когда данное сопло вскроется последним. Это может приводить к увеличению возмущений действующих на контейнер, а также к возникновению форсирования механизма удержания и его разрушению до расстыковки ракеты. Вышеуказанный недостаток необходимо учитывать при определении запаса прочности механизма удержания и потребного усилия для выдергивания конца заслонки установленного в радиальном пазе пружинного кольца.
Целью предлагаемого технического решения является устранение указанных выше недостатков, а именно снижение возмущений, действующих на контейнер при пуске ракеты, за счет уменьшения времени срабатывания механизма удержания ракеты в контейнере.
Поставленная задача решается за счет механизма удержания ракеты в контейнере состоящая из разрезного пружинного кольца, установленного в радиальном пазе, выполненного на цилиндрической поверхности корпуса многосоплового ракетного двигателя, заслонки, установленной на торцевой поверхности двигателя таким образом, что она перекрывает по крайней мере одно сопло, при этом с контейнером скреплена диафрагма с кольцевым пазом на ее внутренней поверхности, таким образом что кольцевой паз взаимодействует с наклонной поверхностью разрезного пружинного кольца, также между концами разрезного пружинного кольца установлен стопор в виде двустороннего клина, направленного в сторону двигателя. Также концы разрезного пружинного кольца выполнены закругленными. Кроме того, заслонка перекрывает два или более сопла двигателя, а в зоне перекрытия сопел заслонка выполнена с выпуклостью.
Предлагаемая конструкция механизма удержания ракеты в контейнере приведена на фиг. 1-7, где:
1 - ракета;
2 - контейнер;
3 - механизм удержания;
4 - разрезное пружинное кольцо;
5 - радиальный паз двигателя;
6 - цилиндрическая поверхность двигателя;
7 - многосопловой двигатель;
8 - кольцевой паз диафрагмы;
9 - диафрагма;
10 - стопор в виде двустороннего клина;
11 - заслонка;
12 - боковая поверхность стопора;
13 - сопло;
14 - задняя крышка;
15 - накладка;
16 - наклонная поверхность (фаска) разрезного пружинного кольца;
17 - кольцевая проточка в двигателе;
18 - закругление;
19 - выпуклость;
20 - радиальный паз диафрагмы;
21 - место сопряжения заслонки с накладкой.
Ракета 1, размещенная в контейнере 2, для исключения повреждений ее элементов при транспортировании и хранении требует своего закрепления. Механизм удержания 3 создает препятствие для продольного перемещения ракеты в контейнере за счет разрезного пружинного кольца 4, установленного в радиальном пазе 5 на цилиндрической поверхности 6 многосоплового двигателя 7 и в кольцевом пазе 8 диафрагмы 9. Выходу разрезного кольца 4 из кольцевого паза 8 диафрагмы 9 препятствует стопор 10 закрепленный на заслонке 11.
Препятствие для углового перемещения ракеты 1 по крену создает стопор 10 заслонки 11, боковыми поверхностями 12 ориентирующий по углу двигатель 7 и диафрагму 9 путем совмещения радиального паза 20 с радиальным пазом 5 выполненным на торцевой поверхности 6 двигателя. Диафрагма 9 жестко установлена в трубе контейнера 2.
Механизм удержания ракеты в контейнере работает следующим образом. При запуске двигателя 7 при достижении необходимого давления происходит вскрытие сопел 13. Под действием давления газовой струи двигателя 7 происходит вскрытие задней крышки 14, стопор 10, установленный на заслонке 11 получает возможность перемещения. Вследствие неравномерного вскрытия сопел 13 двигателя 7 на еще не сработавший механизм удержания 3 воздействует тяга двигателя 7. Под действием тяги двигателя 7 разрезное кольцо 4 упирается в стопор 10. Механизм удержания 3 остается в таком положении до момента вскрытия двух или более сопел 13, выходное сечение которых частично перекрыто заслонкой 11. После вскрытия этих сопел и достижения потребного усилия выдергивания стопора 10 происходит освобождение ракеты 1. Под действием газовой струи заслонка 11 отгибается по месту сопряжения 21 с накладкой 15 и становится по потоку, занимая положение с минимальной силой газодинамического сопротивления. Разрезное кольцо 4, сжимаясь, выходит из кольцевого паза 8 в диафрагме 9 за счет выполненной на нем фаски 16, оставаясь в кольцевой проточке 17 двигателя. Ракету 1 больше ничего не удерживает, и она свободно покидает контейнер 2.
Неравномерность вскрытия сопел 13 двигателя 7 создает ситуацию, при которой на механизм удержания 3 воздействует тяга работающего двигателя 7, что, в свою очередь, создает сжимающие усилие на стопоре 10. Для выдергивания стопора 10 из зацепления необходимо создать силу большую, чем сила трения между разрезным кольцом 4 и стопором 10. Чтобы уменьшить усилие выдергивания, стопор 10 выполнен в виде двухстороннего клина с поверхностями 12, направленного в сторону двигателя 7, а концы разрезного кольца 4 имеют закругления 18. Для достижения требуемого усилия выдергивания стопора 10 заслонка 11 выполнена таким образом, что частично перекрывает два сопла двигателя. Также необходимо сохранение исходной формы заслонки 11 под действием давления газовой струи. Увеличение жесткости заслонки 11 в направлении действия нагрузки достигается за счет выполненной на ней выпуклости 19 в зоне перекрытия сопел 13, что позволяет сохранить изначальную площадь перекрытия сопла. Выпуклость 19 может иметь различные формы в зависимости от ситуации, наиболее жесткой является выпуклость полусферической формы.
Площадь перекрытия сопел 13 двигателя 7 связана с количеством сопел, и давлением на заслонку 11 соотношением:
p
дав
S=(F/(P⋅n))⋅(L/L),
где Р - давление на поверхность заслонки 11;
n - количество перекрытых сопел 13;
p
F - располагаемое усилие выдергивания стопора 10;
L - расстояние от места сопряжения 21 заслонки 11 с накладкой 15 до центра давления разрезного пружинного кольца 4 на боковые поверхности 12 стопора 10.
дав
L - расстояние от места сопряжения 21 заслонки 11 с накладкой 15 до центра давления на выпуклость 19 заслонки 11.
p
потр
F≥F;
потр
дв
F=(1-f)⋅F⋅½ sin2α⋅k,
потр
где F - требуемое усилие выдергивания стопора;
дв
F- тяга двигателя в момент вскрытия всех сопел;
α - угол наклона поверхности фаски пружинного кольца к оси ракеты;
f -коэффициент трения в сопряжениях поверхностей пружинного кольца, паза диафрагмы и паза двигателя;
k - коэффициент трения между стопором и пружинным кольцом.
Таким образом, предлагаемое изобретение сводит к минимуму начальное возмущение на контейнер и форсирование механизма удержания вследствие неравномерного вскрытия сопел, что подтверждается экспериментальной отработкой конструкции.