СТОПОРНОЕ УСТРОЙСТВО НАПРАВЛЯЮЩЕЙ РАКЕТНОЙ ПУСКОВОЙ УСТАНОВКИ
ROCKET LAUNCHER GUIDE RETAINER ASSEMBLY

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при создании противоградовых ракетных комплексов нового поколения.
Известны различные конструкции стопорных устройств в виде выступа, либо выемки, останавливающие или удерживающие части механизма в определенном положении (Политехнический словарь. Изд. 3-е. Под ред. А.Ю. Ишлинского. - М.: Советская энциклопедия, 1989, с.506).
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является стопорное устройство направляющей противоградовой ракетной установки, содержащее корпус с крепежными лапками, фиксатор со штифтом, байонетным пазом и рабочей головкой, который поджимается пружиной сжатия, упирающейся с одной стороны в фиксатор, а с другой стороны - в гайку, регулирующую усилие сжатия пружины (ПРОТОТИП. Патент РФ №2267914, Комплекс воздействия на облака. Ксерокопия рисунка стопорного устройства по прототипу прилагается).
Для заряжания ракеты в направляющую необходимо сначала с помощью ключа-рычага сжать пружину до тех пор, пока верх рабочей головки фиксатора установится заподлицо с верхней плоскостью корпуса, вставить ракету в направляющую, а потом с помощью ключа-рычага отпустить пружину, совмещая при этом рабочую головку с кольцевым пазом ракеты, удерживая, таким образом, ее в направляющей в зафиксированном рабочем положении.
Недостатком известного стопорного устройства является сложность конструкции, что обусловлено наличием таких сложных деталей, как стальная пружина, обеспечивающая усилие срыва в 50-70 кг, ключ-рычаг сложной конструкции с «S» зевом, байонетный паз для фиксации, каленый фиксатор с рабочей головкой, изготовленный из специальной стали, устройство для регулировки усилия пружины и т.д.
Другим недостатком известного устройства является недостаточная оперативность зарядки ракет, а также невысокая надежность в работе, обусловленная тем, что при эксплуатации в полевых условиях под действием дождя и влаги все элементы устройства подвергаются коррозии, в том числе такой важнейший элемент как пружина. В результате меняется усилие срыва стопорного устройства, что искажает траекторию полета выпущенной ракеты, снижая при этом эффективность активных воздействий на градовые облака.
С учетом указанных недостатков, техническим результатом от использования заявленного технического решения является упрощение конструкции стопорного устройства, снижение трудозатрат при его изготовлении и эксплуатации, а также повышение надежности и эффективности его работы.
Технический результат достигается тем, что в известном стопорном устройстве направляющей ракетной пусковой установки, содержащем корпус с элементами крепления к ракетной пусковой установке, стопор с клиновидным выступом, пружину, рукоятку и фиксатор, корпус выполнен в виде Г-образного кронштейна с прорезью в горизонтальной ее части и вертикальным пазом в другой ее - вертикальной части, при этом в качестве пружины используется полоса из пружинной стали, свободный конец которой имеет изгиб в виде рукоятки, а второй его конец изогнут вниз под углом 90°, заключен в вертикальный паз кронштейна и жестко прикреплен к ее поверхности, при этом верхняя горизонтальная часть изгиба пружины заключена в прорезь Г-образного кронштейна с возможностью свободного в нем перемещения, при этом стопор размещен на поверхности горизонтальной части изгиба пружины клиновидным выступом вверх и жестко прикреплен к ее поверхности, а фиксатор при этом выполнен в виде ступенчатого изгиба, размещенного между рукояткой и клиновидным выступом стопора.
Технический результат достигается и тем, что в известном стопорном устройстве пружина изготовлена из ленточной пружинной стали, имеет длину порядка 70-100 мм, ширину 20-25 мм и толщину 1,0-1,5 мм.
Технический результат достигается также и тем, что в известном стопорном устройстве между фиксатором и клиновидным выступом стопора предусмотрен зазор шириной 1,5-2,0 мм.
На рисунке (фиг.1) представлен общий вид стопорного устройства направляющей ракетной пусковой установки (вид сбоку); на рисунке (фиг.2) представлен кронштейн стопорного устройства в двух проекциях.
Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки (фиг.1) и (фиг.2) содержит корпус 1, который выполнен в виде кронштейна Г-образной формы, оснащен прорезью 2 в горизонтальной верхней части и продольным пазом 3 в вертикальной нижней части. Стопорное устройство содержит пружину 4, в качестве которой используется полоса из пружинной стали, свободный конец которой имеет изгиб в виде рукоятки 5. Второй конец пружины 6 изогнут под углом порядка 80-100°, заключен в паз 3 и жестко прикреплен к ее поверхности с помощью заклепок 7. При этом горизонтальная часть изгиба пружины 8 заключена в прорезь 2 кронштейна 1 с возможностью свободного в нем перемещения. К горизонтальной части изгиба пружины 8 с помощью заклепок 9 жестко прикреплен стопор 10, который выполнен в виде пластины с клиновидным выступом 11. Стопорное устройство содержит фиксатор 12, который выполнен в виде ступенчатого изгиба и размещен между рукояткой 5 и клиновидным выступом 11. При этом между фиксатором 12 и клиновидным выступом 11 предусмотрен зазор 13, шириной порядка 1,5-2 мм. На рисунке (фиг.1) позицией 14 обозначена ракета, оснащенная кольцевым стопорным пазом 15. Позицией 16 и позицией 17 обозначены, соответственно, верхний полоз и нижний полоз направляющей ракетной пусковой установки. Вертикальная ветвь 2 кронштейна стопорного устройства 1 (фиг.2) содержит два овальных отверстия 18 для крепления кронштейна 1 стопорного устройства к корпусу пусковой установки с помощью крепежных болтов (болты на рисунках не показаны). Овальность отверстий 18 позволяют перемещать кронштейн 1 вверх-вниз и тем самым регулировать усилие срыва. Вертикальная ветвь 2 кронштейна 1 содержит также четыре отверстия 19 для крепления пружины 4 к кронштейну с помощью заклепок 7 (фиг.1). Горизонтальная верхняя часть кронштейна 1 содержит на конце два выступа 20, фиксирующие положение пружины 4 в канале прорези 2.
Стопорное устройство направляющей ракетной пусковой установки работает следующим образом.
При заряжании ракетной пусковой установки ракета 14 устанавливается в канал направляющих и продвигается вперед. При совмещении кольцевого стопорного паза 15 с клиновидным выступом 11 последний входит в данный паз 15 и тем самым фиксирует положение ракеты 14 в канале направляющей. При пуске ракеты 14 формируется тяга, при достижении которой заданного порогового уровня (50-70 кг) клиновидный выступ 11 выходит из зацепления с кольцевым стопорным пазом 15, и ракета 14, набирая скорость, сходит с направляющей.
Предложенное техническое решение позволяет существенно упростить конструкцию стопорного устройства, обеспечивает снижение трудозатрат при его эксплуатации, а также повышает надежность и эффективность его работы.