RU2595742C1

RU2595742C1 - Method of landing space rocket during launch of carrier aircraft and aircraft launching apparatus

Info

Publication number: RU2595742C1
Application number: RU2015115454/11A
Authority: RU
Inventors: Юрий Степанович Алдакушев; Владимир Григорьевич Дегтярь; Владимир Михайлович Денисов; Галина Васильевна Лямкина; Владимир Иванович Могиленко; Сергей Филиппович Молчанов; Андрей Александрович Семенов; Александр Митрофанович Сукорцев; Сергей Владимирович Щербаков
Original assignee: Акционерное общество "Государственный ракетный центр имени академика В.П. Макеева"
Priority date: 2015-04-23
Filing date: 2015-04-23
Publication date: 2016-08-27

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: group of inventions relates to aerospace engineering, particularly to a method of landing space rocket and to aircraft rocket launcher. Method of landing space rocket from carrier aircraft consists in starting from transporter-launcher container and ejection thereof under action of piston force created by excess gas pressure in a sealed cavity. Sealed cavity is formed between bottom of container and rigid tray fixed on tail part of rocket. Aircraft launcher comprises fixed in cargo compartment of carrier aircraft transporter-launcher container with bottom and open end, energy rocket ejection device, support-drive belts device for holding rocket in container and sealed tray. Container is oriented in aircraft tail and is equipped with a sealing device. Tray is equipped with power flange extending beyond middle of rocket and connected with retainers thereof in container.

EFFECT: method of launching rocket from aircraft carrier.

4 cl, 8 dwg

Description

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования преимущественно ракет космического назначения (РКН) при пуске из самолета-носителя (СН).The invention relates to aerospace engineering and can be used for landing mainly space rockets (ILV) when launched from a carrier aircraft (SN).

Известен способ и устройство (патент США №5279199, опубликован 18.01.1994 г.) для запуска ракеты из самолета в направлении, противоположном его полета, содержащее пусковую трубу, в которой размещается ракета с направлением головной части в сторону полета, устройство выталкивания ее из трубы, состоящее из эластичного надувного мешка и устройства нагнетания давления.A known method and device (US patent No. 5279199, published January 18, 1994) for launching a rocket from an aircraft in the direction opposite to its flight, comprising a launch tube, in which the rocket is placed with the head toward the flight direction, a device for ejecting it from the pipe consisting of an elastic inflatable bag and a pressure injection device.

Недостаток данного изобретения заключается в том, что при пуске баллистической ракеты космического назначения массой до 100 т из транспортно-пускового контейнера (ТПК), размещенного в грузовой кабине СН, путем выталкивания ее эластичным надувным мешком, расположенным в донной части и кольцевом зазоре между ракетой и ТПК, большая часть корпуса ракеты будет контактировать с оболочкой надувного мешка, что препятствует оптимальному расположению на корпусе ракеты опорно-ведущих поясов (ОВП) для обеспечения безударного выхода ее из ТПК и снижению поперечных нагрузок на корпус до допустимых величин. Кроме того, при размещении РКН в ТПК головной частью в направлении, противоположном полету СН, потребуется защита сопла двигателя и агрегатов хвостового отсека ракеты от силового воздействия создаваемого оболочкой надувного мешка.The disadvantage of this invention is that when launching a ballistic space rocket weighing up to 100 tons from a transport and launch container (TPK) located in the cargo compartment of the SN, by pushing it with an elastic inflatable bag located in the bottom and the annular gap between the rocket and TPK, most of the missile body will be in contact with the shell of the inflatable bag, which prevents the optimal location of the support-leading belts (ORP) on the rocket body to ensure its shock-free exit from the TPK and lower transverse loads on the housing to allowable values. In addition, when the rocket launcher is placed in the TPK with the head part in the opposite direction to the SN flight, protection of the engine nozzle and rocket tail section units from the force impact of the inflatable bag shell created will be required.

Известна также самолетная пусковая установка для пуска РКН (патент России №2401408 опубликован 10.10.2010 г.), содержащая закрепленный на грузовом полу ТПК с днищем и открытым торцом, ориентированным в хвост самолета, энергетическое средство выталкивания ракеты из ТПК, ОВП, закрепленные на ракете, устройство удержания ракеты в контейнере, устройство отделения электропневмогидравлических связей ТПК от ракеты, устройство герметизации открытого торца ТПК.Also known is an aircraft launcher for launching rocket launchers (Russian patent No. 2401408 published on 10.10.2010), which contains an energy means of pushing a rocket out of a TPK, ORP, mounted on a rocket, mounted on the cargo floor of the TPK with the bottom and open end oriented to the tail of the aircraft , a device for holding a rocket in a container, a device for separating electro-pneumatic-hydraulic connections of a TPK from a rocket, a device for sealing an open end of a TPK.

Недостаток известной самолетной пусковой установки заключается в том, что при пуске в момент выхода ракеты из ТПК в зоне хвостового люка СН возникает повышенное по отношению к окружающему давление из-за эффекта «выхлопа» газов, истекающих из ТПК, что приводит к воздействию нерасчетных нагрузок на створки хвостового люка и другие элементы хвостовой части фюзеляжа CH.A disadvantage of the known aircraft launcher is that when it starts at the moment the rocket leaves the TPK in the zone of the tail tail hatch, there is an increase in pressure relative to the ambient pressure due to the effect of the “exhaust” of gases flowing from the TPK, which leads to the effect of off-design loads on tail hatch flaps and other elements of the tail section of the fuselage CH.

В качестве прототипа принята самолетная пусковая установка по патенту №2401408, как наиболее близкий аналог по технической сущности и количеству общих существенных признаков.As a prototype adopted aircraft launcher according to patent No. 2401408, as the closest analogue in technical essence and the number of common essential features.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является устранение приведенных выше недостатков и создание надежного способа десантирования РКН при пуске из СН и авиационной пусковой установки (АПУ), обеспечивающей минимальное силовое воздействие на CH.The problem to which the invention is directed, is to eliminate the above drawbacks and create a reliable method of landing ILV during launch from a missile launcher and an aircraft launcher (APU), which provides minimal power impact on CH.

Решение поставленной технической задачи согласно предлагаемому изобретению достигается тем, что способ десантирования РКН из СН путем катапультирования ее из ТПК под действием поршневой силы, создаваемой избыточным давлением в герметизированной полости в донной части ТПК, предусматривает образование такой полости между днищем контейнера и жестким поддоном, закрепленным на хвостовой части ракеты, который при десантировании РКН отделяют от нее, останавливают и удерживают в ТПК, зоне его открытого торца, после чего давление в герметизированной полости выравнивают с наружным.The solution of the technical problem according to the invention is achieved by the fact that the method of landing ILV from SN by ejecting it from the TPK under the action of the piston force created by the overpressure in the sealed cavity in the bottom of the TPK provides for the formation of such a cavity between the bottom of the container and a rigid pallet fixed to the tail of the rocket, which when landing the ILV is separated from it, is stopped and held in the TPK, the zone of its open end, after which the pressure in the seal ovannoy aligned with the outer cavity.

Авиационная пусковая установка, реализующая этот способ, содержит ТПК, закрепленный в грузовой кабине СН, и имеет в своем составе скрепленный с хвостовой частью ракеты жесткий герметичный поддон с силовым фланцем, выступающим за мидель ракеты, на котором закреплен обтюратор, выполненный в виде кольцевой резиновой манжеты, контактирующий с внутренней стенкой контейнера, причем поддон соединен с хвостовой частью ракеты с возможностью его отделения при пуске при взаимодействии силового фланца с тормозным устройством, установленным внутри контейнера в зоне открытого торца, при этом тормозное устройство содержит не менее двух безоткатных демпферов, каждый из которых имеет корпус с цилиндрической полостью, внутри которой размещен пакет плоских дискообразных пластин, разделенных между собой кольцами, а конец штока демпфера, взаимодействующий с дискообразными пластинами, имеет заостренный профиль и кольцевые канавки, образованные на цилиндрической части штока. Кроме того, на силовом фланце поддона в местах контакта его со штоками тормозных устройств установлены ловители, снабженные захватами, причем корпус каждого ловителя имеет радиально ориентированные пазы с параллельными и наклонными поверхностями и установлены на силовом фланце с возможностью смещения в тангенциальном направлении при взаимодействии со штоком тормозного устройства, концы которых имеют кольцевой выступ, переходящий в конусообразный наконечник, при этом захваты каждого ловителя выполнены в виде двух параллельных подпружиненных планок, которые размещены в прорезях, образованных в параллельных стенках радиальных пазов корпуса и взаимодействуют с кольцевым выступом штока демпфера тормозного устройства при его контакте с опорной плоскостью ловителя.An aircraft launcher that implements this method contains a TPK mounted in the cargo compartment of the CH and includes a rigid sealed pallet fastened to the tail of the rocket with a power flange protruding beyond the middle of the rocket, on which a shutter is made, made in the form of a rubber ring cuff in contact with the inner wall of the container, and the pallet is connected to the tail of the rocket with the possibility of its separation during start-up when the power flange interacts with the brake device installed internally a container in the open end zone, wherein the brake device comprises at least two recoilless dampers, each of which has a body with a cylindrical cavity, inside which a packet of flat disk-shaped plates separated by rings is placed, and the end of the damper rod interacting with disk-shaped plates pointed profile and annular grooves formed on the cylindrical part of the rod. In addition, catchers equipped with grippers are installed on the power flange of the pallet at the points of contact with the rods of the brake devices, and the body of each catcher has radially oriented grooves with parallel and inclined surfaces and are mounted on the power flange with the possibility of displacement in the tangential direction when interacting with the brake rod devices whose ends have an annular protrusion passing into a conical tip, while the grips of each catcher are made in the form of two parallel supports zhinennyh strips which are arranged in slots formed in the parallel walls of the radial grooves and the housing cooperate with the annular projection of the damper rod of the brake device when it is in contact with the reference plane catcher.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид АПУ, размещенной в грузовой кабине СН, на фиг. 2 дан поперечный разрез ТПК, на фиг. 3 и 4 представлена донная часть ТПК с поддоном, на фиг. 5 и 6 показано тормозное устройство в момент взаимодействия с силовым фланцем поддона, на фиг. 7 и 8 показан ловитель с захватным устройством.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a General view of the APU located in the cargo compartment CH, in FIG. 2 shows a transverse section of the TPK, in FIG. 3 and 4 show the bottom of the TPK with a pallet, in FIG. 5 and 6 show the braking device at the moment of interaction with the power flange of the pallet; FIG. 7 and 8 show a catcher with a gripper.

В состав АПУ для пуска РКН 1 входят, закрепленный в грузовой кабине СН 2, ТПК 3 с днищем 4 и открытым торцом 5, который ориентирован в хвост СН 2, снабжен устройством герметизации 6, и ложементными опорами 7. АПУ содержит также размещенное в донной части 8 ТПК 3 энергетическое средство 9 для выталкивания РКН 1 из ТПК 3, закрепленные на РКН 1 опорно-ведущие пояса 10, устройство удержания 11 РКН 1 в ТПК 3, тормозное устройство 12 и закрепленный на хвостовой части 13 РКН 1 жесткий герметичный поддон 14, снабженный силовым фланцем 15 (Фиг. 4), на котором закреплен обтюратор 16, причем поддон 14 соединен с хвостовой частью 13 разрывными болтами 16 и пироболтами 17. Устройство удержания 11 РКН 1 в ТПК 3 представляет собой упругую кольцевую опору 18, закрепленную на внутреннем кольцевом фланце 19, образованном на корпусе ТПК 3, и соединенную посредством разрывных болтов 20 и пироболтов 21 с силовым фланцем 15 поддона 14.The structure of the APU for launching the rocket launcher 1 includes, fixed in the cargo compartment CH 2, TPK 3 with the bottom 4 and the open end 5, which is oriented to the tail of the CH 2, is equipped with a sealing device 6, and lodgement supports 7. The APU also contains a bottom part 8 TPK 3 is an energy tool 9 for pushing ILV 1 out of TPK 3, supporting-leading belts 10 mounted on ILV 1, ILV 1 holding device 11 in TPK 3, brake device 12 and ILV 1 fixed on the tail end 13 of a tight sealed pallet 14 provided a power flange 15 (Fig. 4), on which the circumference is fixed a rotor 16, and the pallet 14 is connected to the tail part 13 by bursting bolts 16 and pyro bolts 17. The ILV 1 holding device 11 in the TPK 3 is an elastic annular support 18 mounted on an inner annular flange 19 formed on the TPK 3 body and connected by bursting bolts 20 and pyro bolts 21 with a power flange 15 of the pallet 14.

Тормозное устройство 12 содержит не менее двух безоткатных демпферов 22 (фиг. 5), расположенных внутри ТПК 3 в зоне открытого торца 5, каждый из которых содержит корпус 23 с цилиндрической полостью 24, внутри которой размещен пакет плоских дискообразных пластин 25, разделенных между собой кольцами 26, при этом конец штока 27 демпфера 22, взаимодействующий с пластинами 25, имеет заостренный профиль 28 и кольцевые канавки 29. Другой конец штока 27, взаимодействующий с силовым фланцем 15, имеет кольцевой выступ 30, переходящий в конусообразный наконечник 31, взаимодействующий с ловителем 32, установленным на силовом фланце 15 с возможностью тангенциального смещения за счет наличия пазов 33, выполненных в корпусе 34 ловителя 32, имеющего радиальный паз 35 с параллельными 36 и наклонными 37 поверхностями, и две радиальные прорези 38, образованные в корпусе 34, в которых размещены подпружиненные планки 39, взаимодействующие с кольцевым выступом 30 конусообразного наконечника 31 штока 27 демпфера 22.The brake device 12 contains at least two recoilless dampers 22 (Fig. 5) located inside the TPK 3 in the area of the open end 5, each of which contains a housing 23 with a cylindrical cavity 24, inside which is placed a pack of flat disk-shaped plates 25, separated by rings 26, while the end of the rod 27 of the damper 22, interacting with the plates 25, has a pointed profile 28 and annular grooves 29. The other end of the rod 27, interacting with the power flange 15, has an annular protrusion 30, passing into a conical tip 31, interacting with a catcher 32 mounted on the power flange 15 with the possibility of tangential displacement due to the presence of grooves 33 made in the body 34 of the catcher 32 having a radial groove 35 with parallel 36 and inclined 37 surfaces, and two radial slots 38 formed in the body 34, in which spring-loaded strips 39 are placed, interacting with the annular protrusion 30 of the conical tip 31 of the rod 27 of the damper 22.

При осуществлении пуска РКН 1 самолет-носитель 2 выполняет маневр «Горка» и по команде «Пуск» аппаратура управления полетом (АУП) формирует и выдает команду на задействование пироболтов 21, соединяющих силовой фланец 15 поддона 14 с кольцевой опорой 18 устройства удержания 11, и задействования пироболтов 17, соединяющих поддон 14 с хвостовой частью 13 РКН 1. При срабатывании пироболтов 17 и 21 происходит частичное разрушение жесткой связи между РКН 1 и ТПК 3.When launching the rocket launcher 1, the carrier aircraft 2 performs the Gorka maneuver and, on the Start command, the flight control equipment (AUP) generates and issues a command to activate the pyro-bolts 21 connecting the power flange 15 of the pallet 14 with the ring support 18 of the containment device 11, and the activation of the pyro-bolts 17 connecting the pallet 14 to the tail part 13 of the rocket launcher 1. When the pyro-bolts 17 and 21 are triggered, the rigid connection between the rocket launcher 1 and the TPK 3 is partially destroyed.

По команде «Сброс» АУП задействует энергосредство 9, при работе которого в герметизированной полости 40 между днищем и поддоном 14 образуется избыточное давление газов, создающее продольное усилие на поддон 14, под действием которого разрушаются разрывные болты 20, соединяющие силовой фланец 15, что приводит к полному разрушению жесткой связи между РКН 1 и ТПК 3. При движении РКН 1 в ТПК 3 под действием поршневой силы и контакте силового фланца 15 поддона 14 со штоками 27 демпферов 22 тормозного устройства 12 происходит разрушение разрывных болтов 17, соединяющих поддон 14 с хвостовой частью 13 РКН 1, и поддон 14 отделяется от РКН 1, останавливается и удерживается внутри ТПК 3 в зоне открытого торца 5, а РКН 1 с набранной скоростью десантируется из СН 2.According to the Reset command, the AUP uses an energy device 9, during operation of which an excess gas pressure is generated in the sealed cavity 40 between the bottom and the pallet 14, which creates a longitudinal force on the pallet 14, under the action of which rupture bolts 20 connecting the power flange 15 are destroyed, which leads to complete destruction of the rigid connection between ILV 1 and TPK 3. When ILV 1 moves in TPK 3 under the action of piston force and the contact of the power flange 15 of the pallet 14 with the rods 27 of the dampers 22 of the brake device 12, the explosive bolts 17 are destroyed, connecting the pallet 14 with the tail part 13 of the rocket launcher 1, and the pallet 14 is separated from the rocket launcher 1, stops and is held inside the TPK 3 in the open end zone 5, and the rocket launcher 1 is descent from the CH 2 at a set speed.

Наличие обтюратора на поддоне препятствует истечению газов из ТПК 3, что исключает силовое и тепловое воздействие их на створки грузового люка хвостовой части СН 2 и тем самым обеспечивает безопасность и надежность десантирования РКН 1 из СН 2. Остановка поддона 14 в зоне открытого торца 5 ТПК 3 осуществляется тормозным устройством 12 путем последовательного разрушения (пробивания) заостренным концом 28 штока 27 дискообразных пластин 25 демпфера 22 до полного погашения кинетической энергии поддона 14, при этом удержание поддона 14 после его остановки, обеспечивается захватами ловителей 32 при взаимодействии их подпружиненных планок 39 с кольцевым выступом 30 наконечника 31 штока 27 демпфера 22.The presence of a shutter on the pallet prevents the outflow of gases from TPK 3, which eliminates the force and thermal effects on the doors of the cargo hatch of the tail part of CH 2 and thereby ensures the safety and reliability of the ILV 1 landing from CH 2. Stop of the pallet 14 in the open end zone 5 of TPK 3 is carried out by the brake device 12 by successively destroying (punching) the pointed end 28 of the rod 27 of the disk-shaped plates 25 of the damper 22 until the kinetic energy of the pallet 14 is completely extinguished, while holding the pallet 14 after it is stopped ki, catchers 32 provided grippers during their interaction spring-loaded strips 39 with the annular projection 30 of the tip 31 of the damper rod 27, 22.

Предлагаемый способ десантирования РКН при пуске из СН и авиационная пусковая установка обеспечивают надежное, безопасное десантирование РКН из СН, минимальное силовое и тепловое воздействие на CH.The proposed ILV landing assault during launch from the MV and the aircraft launcher provide reliable, safe ILV landing from the MV, minimal force and heat impact on the CH.

Claims

1. A method of landing a space rocket from a carrier aircraft during launch from a transport and launch container located in the cargo compartment of a carrier aircraft with the open end of the container oriented toward the tail of the aircraft, by ejecting it under the action of piston force generated by excess gas pressure in a sealed cavity formed between the tail of the rocket and the bottom of the container, characterized in that the sealed cavity is formed between the bottom of the container and the rigid pallet m, mounted on the tail of the rocket, which at launch is separated from it, stopped and held in the area of the open end of the container, after which the pressure in the sealed cavity is aligned with the outside.

2. An aircraft launcher for launching a space rocket, including a transport and launch container with a bottom and an open end fixed in the cargo compartment of a carrier aircraft, which is oriented to the tail of the aircraft and is equipped with a sealing device, an energy means for pushing the rocket out of the transport placed in the bottom of the container -launch container, supporting-leading belt mounted on the rocket, a device for holding the rocket in the container, characterized in that it contains attached to the tail rocket rigid sealed pan equipped with a power flange protruding beyond the middle of the rocket and connected to a device for holding it in the container, and on the power flange mounted obturator made in the form of an annular rubber cuff in contact with the inner wall of the container, while the pallet is connected to the tail of the rocket with the possibility of its separation from it during start-up during the interaction of the power flange with a brake device installed inside the container in the open end zone.

3. Aircraft launcher for launching a space rocket according to claim 2, characterized in that the braking device comprises at least two recoilless dampers, each of which has a body with a cylindrical cavity, inside which a packet of flat disk-shaped plates is divided, separated rings, while the end of the damper rod interacting with the disk-shaped plates has a pointed profile and annular grooves formed on the cylindrical part of the rod.

4. Aircraft launcher for launching a space rocket under item 3, characterized in that on the power flange of the pallet in places of contact with the rods of the braking devices mounted catchers equipped with grippers, and the body of each catcher has radially oriented grooves with parallel and inclined walls and mounted on the power flange with the possibility of displacement in the tangential direction when interacting with the rod of the damper of the brake device, the end of which has an annular protrusion passing into a cone shaped tip, wherein each safety gear grips are in the form of two parallel spring loaded bars which are arranged in slots formed in the parallel walls of the radial slots housing and cooperate with the annular projection of the damper rod of the brake device when it is in contact with the catcher.