ТРАНСПОРТНЫЙ МОДУЛЬ БОЕВОЙ МАШИНЫ ГРУНТОВОГО РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА
GROUND GUIDED MISSILE SYSTEM ARMED VEHICLE TRANSFER MODULE

Изобретение относится к военной технике, конкретней - к области сухопутных боевых машин из состава подвижных ракетных комплексов. Изобретение описывает устройство систем и агрегатов самоходных пусковых установок (СПУ) и транспортно-заряжающих машин (ТЗМ), позволяющих эксплуатировать размещаемые на них ракеты в макроклиматических районах с различным климатом (от умеренного до сухого тропического).
Типовые СПУ и ТЗМ состоят из автомобильного шасси и установленных на них специализированных модулей, предназначенных для осуществления их функций, например, - транспортно-пусковой модуль СПУ, служащий для подготовки и производства старта ракет, и транспортно-заряжающий модуль ТЗМ, обеспечивающий проведение работ по восполнению боекомплекта СПУ в полевых условиях. В состав транспортно-пускового и транспортно-заряжающего модулей, далее обобщенно именуемых транспортными модулями (ТМ), входят кузов и размещенное в нем оборудование, например, на транспортном модуле СПУ - это пусковое устройство (ПУ) с подъемной стрелой для установки ракет, на транспортном модуле ТЗМ - это грузоподъемное устройство, предназначенное для перегрузки ракет, и ложементы для их хранения. Также в состав оборудования транспортных модулей боевых машин входят системы, обеспечивающие эксплуатацию ракет и работу агрегатов ТМ, такие как - гидравлическая система, система электроснабжения и пр.
В качестве примера подобных агрегатов можно рассмотреть транспортные модули СПУ и ТЗМ грунтового ракетного комплекса «Искандер-Э», которые описаны в книге В.Н.Шункова «Ракетное оружие», Минск: ООО «Попурри», 2001 [1], и представлены в рекламном фильме разработчика указанных боевых машин - ФГУП «Центральное конструкторское бюро «Титан» [2].
СПУ и ТЗМ комплекса «Искандер-Э» выполнены на базе единого автомобильного шасси и снабжены транспортными модулями, состоящими из кузова и оборудования. СПУ оборудована ПУ с двумя ракетами «Искандер-Э», установленными на индивидуальных подъемных стрелах, ТЗМ - грузоподъемным устройством и двумя комплектами ложементов. При этом необходимо отметить, что кузова ТМ указанных боевых машин имеют разную конструкцию: кузов СПУ выполнен с автоматически раскрывающимися створками крыши и задней торцевой стенкой, а кузов ТЗМ имеет крышу, выполненную в виде съемного брезентового тента. Устройство транспортных модулей указанных боевых машин в целом наиболее близко к заявляемому изобретению и поэтому рассмотрено авторами в качестве ближайшего аналога.
Более детально рассматривая конструкцию известной СПУ, следует отметить, что крыша кузова его транспортного модуля выполнена из двух (правая, левая) створок, каждая из которых, в свою очередь, состоит из нескольких частей, складывающихся по принципу ширмы (см. приведенные в приложении к настоящей заявке кадры из [2], где СПУ «Искандер-Э» показана в походном положении и в состоянии развертывания). Такая конструкция крыши, равно как и брезентовый тент кузова ТМ известной ТЗМ, способны защитить эксплуатируемые на машинах ракеты от действия атмосферных осадков и прямых солнечных лучей. В тоже время, лучистый и конвективный теплообмен с внутренней поверхностью конструкции кузовов подобных машин может привести к существенному росту температуры конструкции размещенных на них ракет, по отношении к температуре воздуха «за бортом». Очевидно, что данное обстоятельство учтено разработчиками ракет, эксплуатируемых в составе комплекса, так как заявленный температурный диапазон применения комплекса «Искандер-Э» составляет ±50°С [2].
Однако, в случае использования в составе подобных машин ракет, изначально разработанных для других типов носителей, например - морских, для которых характерен, как правило, более узкий диапазон допустимых температур конструкции в состоянии готовности к применению (обычно: от 0° до +36÷40°С), данные ТМ будут иметь ограниченную область применения.
Задачей, решаемой изобретением, является создание транспортного модуля боевых машин грунтового ракетного комплекса, обеспечивающего возможность эксплуатации ракет, характеризующихся относительно узким диапазоном температурных условий применения, а также - повышение степени унификации конструкции кузова, как одного из основных агрегатов транспортных модулей различных машин (СПУ и ТЗМ).
Эта задача решается благодаря тому, что в известном транспортном модуле боевой машины грунтового ракетного комплекса, содержащем установленный на автомобильном шасси кузов с раскрывающейся крышей, в полости которого смонтировано либо пусковое устройство с подъемной стрелой и установленными на ней ракетами, либо грузоподъемное устройство и ложементы с размещенными на них ракетами, а также системы, обеспечивающие работу указанного оборудования, согласно заявленному изобретению настил пола кузова, наружная обшивка его бортовых и торцевых стенок, а также - створки крыши кузова выполнены в виде каркаса с закрепленными на нем панелями, которые изготовлены из пластиковых обшивок с наполнителем из теплоизоляционного материала, причем каждая из двух створок крыши кузова, выполненная в виде каркаса с моноблочной панелью, установлена на транспортном агрегате посредством двух кулис, шарнирно соединенных с полом кузова, и снабжена механизмом раскрытия, выполненным в виде гидромотора, кинематически связанного с валом, проложенным вдоль верхней части бортовой стенки кузова, при этом на валу закреплены несколько зубчатых колес, которые контактируют с роликовыми секторами, закрепленными на внутренней поверхности каркаса створки, причем стыки неподвижных друг относительно друга панелей пола и стенок кузова загерметизированы, а каждая из двух раздвижных створок крыши по периметру уплотнена гибким профилем, таким образом, что поверхность кузова в походном положении представляет собой замкнутый теплоизолированный объем, при этом по бортам кузова в районе переднего или заднего торца транспортного модуля смонтированы коллекторы забора воздуха из окружающей среды, включающие вентилятор и жалюзи с раскрывающимися створками, а по бортам противоположной части кузова - аналогичные выпускные жалюзи.
При этом в задней части пола кузова ТМ, оборудованного пусковым устройством с подъемной стрелой (то есть транспортно-пускового модуля СПУ), могут быть смонтированы раскрывающиеся люки, один из которых скреплен с подъемной стрелой, а два других - кинематически связаны с задними кулисами створок крыши кузова.
Вместе с тем, в кузове ТМ рекомендуется дополнительно разместить отопительное устройство или кондиционер, предназначенный как для подогрева, так и охлаждения воздуха в кузове.
Техническим результатом внедрения изобретения является расширение области применения транспортного модуля сухопутных боевых машин в части возможности эксплуатации ракет, ранее разработанных для оснащения морских носителей, в различных (в том числе - тропических) климатических зонах, а также - большая, по сравнению с ближайшим аналогом, степень унификации конструкции кузовов транспортных модулей СПУ и ТЗМ.
Наружная обшивка стенок, пола и крыши кузова, выполненная в виде теплоизолирующих панелей, образующих замкнутый, условно герметичный объем, в сочетании с его продувкой воздухом из окружающей среды обеспечивает требуемый температурный режим размещенных в кузове ракет в условиях тропического влажного климата (рабочие температуры эксплуатации техники в соответствии с ГОСТ 15150-69 [3] находятся в диапазоне от +1° до +40°С). Как показали расчеты, создаваемый вентиляторами проток воздуха практически полностью «снимает» конвективный прогрев конструкции ракеты от стенок кузова, подверженных действию прямых солнечных лучей. При этом «непревышение» максимально допустимой температуры критичных узлов ракеты также обеспечивается за счет «тепловой инерции» конструкции самой ракеты и размещенного в кузове оборудования, принимая во внимание суточные колебания температуры воздуха.
В условиях умеренного климата (рабочие температуры эксплуатации от -45° до +40°С [3]) поддержание ракет в состоянии готовности к применению при отрицательных температурах окружающей среды может быть обеспечено за счет подогрева воздуха в замкнутом (при закрытых створках жалюзей воздушного тракта) объеме кузова. При этом подогрев рекомендуется осуществлять посредством размещенного в кузове отопительного устройства, например, выполненного на основе электронагревателей и встроенных вентиляторов, или универсального (охлаждение и подогрев) кондиционера.
Что касается условий сухого тропического климата (рабочие температуры эксплуатации от +1° до +45°С, предельные - до +55°С [3]), температурный режим, характерный для «морских» ракет, может быть обеспечен только охлаждением воздуха в замкнутом объеме кузова посредством кондиционера.
Исполнение крыши предложенного транспортного модуля в виде двух раздвижных моноблочных створок в сочетании с уплотнением мест их сопряжения друг с другом и неподвижными панелями кузова по сравнению с многозвенно складывающейся конструкцией крыши кузова известной СПУ позволяет снизить потери циркулирующего (протекающего) в полости кузова воздуха и, соответственно, повысить эффективность термостатирования ракет.
Предусмотренные в конструкции кузова транспортно-пускового модуля СПУ люки в задней части пола обеспечивают:
- люк, связанный с подъемной стрелой, - возможность выхода хвостовой части ракет или транспортно-пусковых контейнеров (ТПК) с ракетами за пределы кузова при переводе стрелы ПУ в вертикальное положение,
- люки, связанные со створками крыши, - удобство доступа к расположенным в хвостовой части ракет или их ТПК узлам механического и электрического сопряжения с СПУ. Последнее существенно упрощает процесс монтажа (демонтажа) ракет или ТПК с ракетами при выполнении операций по восполнению боекомплекта СПУ.
При этом следует отметить, что за исключением описанных выше особенностей транспортно-пускового модуля СПУ предложенная конструкция кузовов транспортных модулей СПУ и ТЗМ может быть унифицирована.
Сущность предлагаемого устройства проиллюстрирована на примере возможной конструкции транспортно-пускового модуля СПУ (см. фиг.1-6). На фиг.1 и 2 представлена компоновка СПУ в походном (с закрытыми створками крыши кузова) и стартовом (с открытыми створками крыши и поднятой стрелой ПУ) положениях. На фиг.3 и 4 показана схема работы системы поддержания температурного режима ракет в «вентиляционном» режиме. На фиг.5 показан вид на люки в задней части пола кузова ТМ, на фиг.6 - схема установки на ТМ раскрывающихся створок крыши и связанных с ней люков в полу кузова ТМ (условно показано: слева - створка и связанный с ней люк закрыты, справа - открыты).
СПУ на базе автомобильного шасси повышенной проходимости содержит транспортный модуль (1), выполненный в виде кузова (2), в котором размещено пусковое устройство (3) с подъемной стрелой (4), предназначенное для осуществления вертикального минометного старта ракет (5) из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК).
Размещаемые на СПУ ракеты поставляются и эксплуатируются в ТПК, при этом ракеты (5) имеют допустимый диапазон температуры конструкции в состоянии готовности к боевому применению от 0° до +40°С.
На подъемной стреле (4) ПУ (3) СПУ рассматриваемой конструкции установлены два ТПК с ракетами (5).
Кроме ПУ (3), в кузове (2) СПУ также размещены системы, обеспечивающие эксплуатацию ракет (5) и функционирование самих агрегатов СПУ, в том числе - система электроснабжения, гидравлическая система, система поддержания температурного режима ракет (СПТР) и пр.
Конструктивно кузов (2) ТМ (1) состоит из сварной рамы, к которой крепятся агрегаты ПУ (3), пол (6) и каркас бортовых (7) и торцевых (8) стенок кузова.
Настил пола (6), наружная обшивка стенок (7 и 8), а также створки крыши (9) кузова (2) выполнены из пластиковых сэндвич-панелей, состоящих из двух обшивок с наполнителем из теплоизоляционного материала. Стыки сэндвич-панелей настила пола (6) и стенок (7 и 8) кузова, включая проходящий через них крепеж, загерметизированы уплотнительными мастиками, полости между панелями и сварной рамой заполнены пенополиуретаном.
В передней части бортовых стенок (7) кузова (2) симметрично друг другу смонтированы коллекторы забора воздуха из окружающей среды, каждый из которых выполнен в виде жалюзей (10) со створками, снабженными механизмом их открытия/закрытия, вентилятора (11) и воздушного фильтра. На бортовых стенках (7) в задней части кузова (2) смонтированы выпускные жалюзи (12), также оборудованные раскрывающимися створками.
В кузове (2) ТМ (1) размещено отопительное устройство (13), например, представляющее собой блок электронагревателей со встроенными вентиляторами, и смонтированы датчики температуры воздуха в полости кузова, которые совместно с вентиляторами (11) структурно объединены в СПТР ракет (5). При этом в составе СПТР ТМ (1) в исполнении для сухого тропического климата вместо устройства (13) включен кондиционер.
Каждая из двух (правая, левая) створок крыши (9) установлена на ТМ (1) посредством двух (передней и задней) кулис (14) и снабжена механизмом раскрытия/закрытия, смонтированным на внутренней поверхности соответствующей бортовой стенки (7) кузова (2). Каждый из упомянутых механизмов выполнен в виде гидромотора (15), кинематически связанного с валом (16), проложенным вдоль верхней части стенки (7), при этом на валу (16) закреплены зубчатые колеса (17), которые взаимодействуют с роликовыми секторами (18) створок крыши (9). Каждый роликовый сектор (18) представляет собой две закрепленные на каркасе створки (9) щеки, между которыми смонтировано большое количество роликов.
В задней части пола (6) кузова (2) ТМ (1) СПУ выполнены три люка. Больший по размеру люк (19) скреплен с подъемной стрелой (4) ПУ (3), два других люка (20), расположенные непосредственно у задней торцевой стенки (8) кузова (2), связаны тягами (21) с задними кулисами (14) створок (9). Люки (19) и (20), створки крыши (9), а также технологические люки на наружной обшивке кузова (2) по периметру уплотнены резиновым профилем.
СПУ с ТМ (1), выполненным по предложенной схеме, функционирует следующим образом:
В походном положении СПУ створки крыши (9), люки (19) и (20), а также створки коллекторов забора воздуха (10) и выпускных жалюзей (12) закрыты. При температуре воздуха в кузове (2) выше заданного значения (например, +30°С) подается (вырабатывается) команда на включение СПТР, в результате чего открываются створки коллекторов забора воздуха (10) и жалюзей (12), после чего задействуются вентиляторы (11). Воздух из окружающей среды подается в зону расположения передней части размещенных на ПУ (3) ТПК с ракетами (5) и, пройдя вдоль пола (6), бортовых стенок (7) и створок крыши (9) кузова (2), выходит через жалюзи (12). Проток воздуха в полости ТМ (1) в сочетании с теплоизолирующими свойствами наружной обшивки кузова (2) значительно снижает конвективный прогрев ракет (5) от створок и стенок СПУ, подверженных действию прямых солнечных лучей. При этом вентиляторы (11) могут работать непрерывно или включаться/выключаться по данным датчика температуры воздуха в кузове (2).
На СПУ, находящейся в режиме боевого дежурства, при отрицательной температуре в кузове (2) включают отопительное устройство (13), при этом створки коллекторов забора воздуха (10) и выпускных жалюзей (12) остаются закрытыми. Нагретый устройством (13) воздух, циркулируя в замкнутом объеме ТМ (1), в сочетании с теплоизолирующими свойствами наружной обшивки кузова (2) обеспечивает поддержание положительной температуры конструкции ракет (5).
На СПУ в исполнении для сухого тропического климата при температуре воздуха в кузове (2) ТМ (1) выше заданного значения (например, +35°С) СПТР переводится из «вентиляционного» в режим «активного охлаждения». При этом створки коллекторов забора воздуха (10) и жалюзей (12) закрываются, после чего задействуют кондиционер. Охлажденный кондиционером (15) воздух, циркулируя в замкнутом объеме ТМ (1), в сочетании с теплоизолирующими свойствами наружной обшивки кузова (2) обеспечивает поддержание допустимой температуры конструкции ракет (5) в состоянии готовности к применению.
По команде на подготовку к применению ракетного оружия СПУ переводится из походного в стартовое положение в следующем порядке:
- отключается СПТР: прекращают работу вентиляторы (11), отопительное устройство или кондиционер (13), закрываются створки жалюзей (10) и (12);
- задействуются гидромоторы (15) механизмов раскрытия створок крыши (9), которые приводят во вращение валы (16) с зубчатыми колесами (17), в свою очередь находящиеся в зацеплении с ними роликовые сектора (18) приводят в движение створки (9), которые синхронно раздвигаются и занимают положение почти параллельное по отношению к бортовым стенкам (7) кузова;
- задействуются механизмы из состава ПУ (3), в результате чего подъемная стрела (4) с установленными на ней ТПК с ракетами (5) переводится в вертикальное положение, при этом раскрывается связанный со стрелой (4) люк (19), освобождая пространство для выхода хвостовых частей ТПК за пределы кузова(2);
- ТПК с ракетами (5) посредством приводов из состава ПУ (3) перемещаются вниз по стреле (4) до контакта их хвостовых частей с подстилающей грунтовой поверхностью.
По команде на применение ракетного оружия задействуются средства выброса одной из ракет из ТПК, в результате чего ракета (5) покидает ТПК с последующим запуском ее разгонного двигателя вне СПУ.
Необходимо отметить, что предложенное устройство транспортного модуля СПУ позволяет производить запуск ракет как по описанной выше минометной схеме, так по схеме с запуском двигателя ракет на пусковом устройстве СПУ (аналогично старту ракет комплекса «Искандер-Э» [2]).
При выполнении операций по восполнению боекомплекта ракет (5) в полевых условиях СПУ и ТЗМ занимают заданное положение друг относительно друга. По команде на перегрузку ракет (5) производят раскрытие створок крыши (9) кузовов (2) транспортных модулей (1) СПУ и ТЗМ. Применительно к транспортному модулю СПУ, при выполнении указанной операции вращение кулис (14) ТМ (1) приводит к открытию связанных с ними люков (20). Открытие люков (20) в полу (6) в свою очередь обеспечивает свободный доступ к узлам механического и электрического сопряжения ТПК ракет (5) с пусковым устройством (3) СПУ.
После расфиксации (расстыковки) указанных узлов порожний ТПК посредством грузоподъемного устройства ТЗМ снимают со стрелы (4) ПУ (3) СПУ и устанавливают на свободные ложементы ТЗМ или технологические опоры вне боевых машин. Затем ТПК с ракетой (5) нового боекомплекта посредством грузоподъемного устройства ТЗМ снимают с ложемента указанной машины и устанавливают на освободившееся «ракетоместо» СПУ. При этом температура конструкции ракеты (5) нового боекомплекта, благодаря заблаговременной работе СПТР ТМ (1) ТЗМ, может находиться в допустимых для боевого применения пределах.
Вслед за выполнением необходимых операций по фиксации ТПК с ракетами (5) на ПУ (3) СПУ и порожних ТПК на ложементах ТЗМ, а также стыковки узлов электрического сопряжения ТПК ракет (5) с ПУ (3) СПУ, створки крыш (9) ТМ (1) боевых машин закрываются и каждая из них может следовать в назначенный район.