RU2767553C1

RU2767553C1 - Stand for simulating the launch of aircraft missle

Info

Publication number: RU2767553C1
Application number: RU2021130833A
Authority: RU
Inventors: Сергей Михайлович Соколов; Александр Юрьевич Власов; Андрей Юрьевич Ермолаев
Original assignee: Акционерное общество "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова"
Priority date: 2021-10-21
Filing date: 2021-10-21
Publication date: 2022-03-17

Abstract

FIELD: rocket engineering

SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket engineering, in particular to devices for the installation and launch of aircraft missiles, namely to test stands designed for life tests of mechanical components of aircraft launching devices (hereinafter referred to as ALD), in particular, fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the missile. Stand for simulating the launch of aircraft missile contains a spatial frame with an aircraft launcher rigidly fixed on it with bumpers of the mechanism for opening the aerodynamic control surfaces of the missile and longitudinal guides, a carriage mounted on the longitudinal guides, a carriage movement drive, a support-lifting mechanism of the overall mass model of the missile. At the same time, the stand is equipped with a device for simulating the mechanism of opening the aerodynamic control surfaces of the missile, made in the form of U-shaped bracket fixed by its middle part on the end surface of the overall mass model of the missile, two calibrated springs and installed at the ends of the U-shaped bracket with the ability to rotate two L-shaped levers. Moreover, a flag is fixed at one end of each L-shaped lever, designed to interact with the corresponding bump stop of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the missile, and the other end of each L-shaped lever is spring-loaded towards the end surface of the overall mass model of the missile by means of a corresponding calibrated spring. At the same time, stops are made at the ends of the U-shaped bracket, which ensure the installation of the flags of the L-shaped levers at an angle relative to the end surface of the overall mass model of the missile.

EFFECT: expanding technological capabilities of the stands for testing the ALD, achieved through the possibility of carrying out life tests of the bumpers of the mechanism for opening the aerodynamic control surfaces of the missile at any test stands.

1 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности, к устройствам для установки и пуска авиационных ракет, а именно, к испытательным стендам, предназначенным для ресурсных испытаний механических узлов авиационных пусковых устройств (далее - АПУ), в частности отбойников механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты.The invention relates to the field of rocketry, in particular, to devices for installing and launching aircraft missiles, namely, to test benches designed for life testing of mechanical components of aircraft launchers (hereinafter referred to as APU), in particular, fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of a rocket.

Изобретение может быть использовано как средство контроля технического состояния и износа механических узлов АПУ, в частности отбойников механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты, для принятия решения о целесообразности их дальнейшей эксплуатации или замене.The invention can be used as a means of monitoring the technical condition and wear of the mechanical components of the launcher, in particular the fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket, to make a decision on the advisability of their further operation or replacement.

Известен стенд для контроля параметров схода авиационной ракеты по патенту РФ на изобретение №2511217, МПК F41F 3/04, F41F 3/06, 2012 г., содержащий пространственную раму на которой посредством самолетных узлов подвески закреплено АПУ с отбойниками механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты, предназначенное для установки в ней ракеты, продольные направляющие, перемещающуюся по направляющим каретку, два хомута, предназначенные для размещения в них ракеты, закрепляемую на носовой части ракеты опору, привод продольного перемещения ракеты, выполненный в виде закрепленного внизу пространственной рамы силового цилиндра с гибкой тягой, один конец которой связан со штоком силового цилиндра, а второй конец через закрепленные на раме обводные ролики - с хвостовой частью ракеты и механизм вертикального перемещения ракеты, выполненный в виде связанной с кареткой посредством винтового механизма рамки на которой закреплены концы хомутов для размещения ракеты. Данный стенд предназначен для проведения испытаний АПУ с одновременным непрерывным измерением усилий, возникающих на всем пути перемещения ракеты по направляющим для схода ракет АПУ. Недостатком данного стенда является то, что стенд не предназначен для проведения ресурсных испытаний отбойников механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты и не может работать в автоматическом режиме по непрерывному замкнутому циклу «подвеска ракеты на АПУ - сход ракеты с АПУ».A stand is known for monitoring the parameters of the descent of an aircraft rocket according to the RF patent for the invention No. 2511217, IPC F41F 3/04, F41F 3/06, 2012, containing a spatial frame on which, by means of aircraft suspension units, an APU with fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket is fixed, intended for installation of a rocket in it, longitudinal guides, a carriage moving along the guides, two clamps intended for placing a rocket in them, a support fixed on the nose of the rocket, a drive for the longitudinal movement of the rocket, made in the form of a power cylinder fixed at the bottom of the spatial frame with flexible traction, one end of which is connected with the rod of the power cylinder, and the other end through the bypass rollers fixed on the frame - with the tail of the rocket and the mechanism for vertical movement of the rocket, made in the form of a frame connected to the carriage by means of a screw mechanism, on which the ends of the clamps are fixed to accommodate the rocket. This stand is designed to test the APU with simultaneous continuous measurement of the forces that occur along the entire path of the missile's movement along the guides for the launch of the APU missiles. The disadvantage of this stand is that the stand is not intended for carrying out life tests of the fenders of the mechanism for opening the aerodynamic control surfaces of the rocket and cannot operate in automatic mode according to a continuous closed cycle "rocket suspension on the APU - missile derailment from the APU".

Известен стенд для многократной имитации пуска авиационной ракеты по патенту РФ на изобретение №2519596, МПК F41F 3/04, F41F 3/06, 2012 г., содержащий пространственную раму на которой посредством самолетных узлов подвески закреплено АПУ с отбойниками механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты, предназначенное для установки в ней габаритно-массового макета (далее - ГММ) ракеты, закрепленные на раме продольные направляющие в которых с возможностью возвратно-поступательного перемещения посредством силового цилиндра установлена каретка со стопорным механизмом и опорно-подъемным механизмом перемещения ГММ ракеты, обеспечивающим удержание ГММ ракеты при сходе с АПУ и возврат его в исходное положение перед установкой в АПУ, при этом опорно-подъемный механизм перемещения ГММ выполнен в виде шарнирно установленных на каретке и связанных между собой продольной тягой двух вертикальных стоек с выполненными в торцах этих стоек карманами, предназначенными для расположения в них цапф ГММ ракеты, причем на одной из стоек жестко закреплен рычаг с роликом, обеспечивающим взаимодействие с установленной на раме профилированной нижней направляющей. Данный стенд предназначен для проведения ресурсных испытаний АПУ в автоматическом режиме по непрерывному замкнутому циклу «подвеска ракеты на АПУ - сход ракеты с АПУ» с одновременным непрерывным измерением усилий, возникающих на всем пути перемещения ракеты по направляющим для схода ракет АПУ. Однако данный стенд тоже не предназначен для проведения ресурсных испытаний отбойников механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты. Данное техническое решение является наиболее близким по своей технической сути и принимается за прототип.Known stand for multiple imitation of the launch of an aircraft missile according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2519596, IPC F41F 3/04, F41F 3/06, 2012, containing a spatial frame on which, by means of aircraft suspension units, an APU with fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket is fixed, intended for installation in it of a mass-dimensional model (hereinafter referred to as GMM) of a rocket, longitudinal guides fixed on the frame in which, with the possibility of reciprocating movement by means of a power cylinder, a carriage with a locking mechanism and a support-lifting mechanism for moving the GMM of the rocket is installed, which ensures the retention of the GMM of the rocket when leaving the APU and returning it to its original position before installation in the APU, while the support-lifting mechanism for moving the HMM is made in the form of two vertical racks hinged on the carriage and interconnected by a longitudinal rod with pockets made at the ends of these racks, designed for location they have trunnions of HMM missiles s, moreover, on one of the racks, a lever with a roller is rigidly fixed, which ensures interaction with the profiled lower guide installed on the frame. This stand is designed to carry out life tests of the APU in automatic mode according to a continuous closed cycle "rocket suspension on the APU - missile derailment from the APU" with simultaneous continuous measurement of the forces that occur along the entire path of the missile's movement along the guides for the APU missiles to descend. However, this stand is also not intended for carrying out life tests of the fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket. This technical solution is the closest in its technical essence and is taken as a prototype.

Технической проблемой, на решение которой направлено предложенное техническое решение, является невозможность проведения ресурсных испытаний установленных на АПУ отбойников механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты в процессе проведения испытаний АПУ на стендах, работающих по непрерывному замкнутому циклу «подвеска ракеты на АПУ - сход ракеты с АПУ» в автоматическом режиме.The technical problem to be solved by the proposed technical solution is the impossibility of carrying out life tests of the fenders of the mechanism for opening the aerodynamic control surfaces of the rocket installed on the APU in the process of testing the APU on stands operating on a continuous closed cycle "rocket suspension on the APU - missile derailment from the APU" in automatic mode.

Достигаемым техническим результатом от использования предложенного технического решения является расширение технологических возможностей стендов для проведения испытаний АПУ, достигаемое за счет возможности проведения ресурсных испытаний отбойников механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты на любом стенде для испытаний АПУ, работающему по непрерывному замкнутому циклу «подвеска ракеты на АПУ - сход ракеты с АПУ» в автоматическом режиме путем установки на стенд устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты.The achieved technical result from the use of the proposed technical solution is the expansion of the technological capabilities of the stands for testing the APU, achieved due to the possibility of carrying out resource tests of the fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket on any stand for testing the APU, operating on a continuous closed cycle "rocket suspension on the APU - descent rockets with APU" in automatic mode by installing a device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket on the stand.

Указанная выше техническая проблема решается путем использования стенда для имитации пуска авиационной ракеты, содержащего пространственную раму с жестко закрепленными на ней авиационным пусковым устройством с отбойниками механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты и продольными направляющими, установленную на продольных направляющих каретку, привод перемещения каретки, опорно-подъемный механизм габаритно-массовой модели ракеты и устройство имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты, выполненное в виде закрепленного своей средней частью на торцевой поверхности габаритно-массовой модели ракеты U-образного кронштейна, двух тарированных пружин и установленных на концах U-образного кронштейна с возможностью поворота двух Г-образных рычагов, причем на одном конце каждого Г-образного рычага закреплен флажок, предназначенный для взаимодействия с соответствующим отбойником механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты, а другой конец каждого Г-образного рычага подпружинен в сторону торцевой поверхности габаритно-массовой модели ракеты посредством соответствующей тарированной пружины, при этом на концах U-образного кронштейна выполнены упоры, обеспечивающие установку флажков Г-образных рычагов под углом относительно торцевой поверхности габаритно-массовой модели ракеты.The above technical problem is solved by using a stand for simulating the launch of an aircraft rocket, containing a spatial frame with an aircraft launcher rigidly fixed on it with fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket and longitudinal guides, a carriage mounted on the longitudinal guides, a carriage movement drive, a support-lifting mechanism of the mass-dimensional model of the rocket and a device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket, made in the form of a U-shaped bracket fixed by its middle part on the end surface of the overall-mass model of the rocket, two calibrated springs and installed at the ends of the U-shaped bracket with the possibility of turning two Г -shaped levers, and at one end of each L-shaped lever a flag is fixed, designed to interact with the corresponding chipper of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket, and the other end of each L-shaped lever is spring loaded sine towards the end surface of the overall mass model of the rocket by means of a corresponding calibrated spring, while stops are made at the ends of the U-shaped bracket, ensuring the installation of the flags of the L-shaped levers at an angle relative to the end surface of the overall mass model of the rocket.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 показано положение узлов стенда для имитации пуска ракет в исходном положении; на фиг. 2 - вид А на фиг. 1; на фиг. 3 - положение узлов стенда для имитации пуска ракет в процессе установки ГММ на направляющие для схода ракет АПУ; на фиг. 4 - вид Б на фиг. 3; на фиг. 5 - положение узлов стенда для имитации пуска ракет в момент схода ГММ с направляющих для схода ракет АПУ; на фиг. 6 - взаимодействие отбойника механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты с флажком устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты в начальный момент схода ГММ с направляющих для схода ракет АПУ; на фиг. 7 - взаимное расположение отбойника механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты и флажка устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты после схода ГММ с направляющих для схода ракет АПУ; на фиг. 8 - устройство имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты в сборе при двух положениях флажка; на фиг. 9 - вариант конструктивного выполнения флажка устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты; на фиг. 10 - расположение флажка устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты по отношению к торцевой поверхности ГММ.The invention is illustrated by drawings, where in Fig. 1 shows the position of the nodes of the stand for simulating the launch of missiles in the initial position; in fig. 2 - view A in Fig. one; in fig. 3 - the position of the nodes of the stand for simulating the launch of missiles in the process of installing the HMM on the guides for the descent of missiles of the APU; in fig. 4 - view B in Fig. 3; in fig. 5 - the position of the nodes of the stand for simulating the launch of missiles at the time of the descent of the HMM from the guides for the descent of the APU missiles; in fig. 6 - interaction of the fender of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket with the flag of the device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket at the initial moment of the descent of the HMM from the guides for the descent of the APU missiles; in fig. 7 - mutual arrangement of the fender of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket and the flag of the device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket after the HMM leaves the guides for the descent of the APU missiles; in fig. 8 - a device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket assembly with two flag positions; in fig. 9 - a variant of the design of the flag of the device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket; in fig. 10 - the location of the flag of the device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket in relation to the end surface of the HMM.

Стенд для имитации пуска ракет состоит из пространственной рамы 1, предназначенной для крепления на ней основных узлов и деталей стенда. В верхней части рамы 1 размещена продольная балка 2, на которой через самолетные узлы подвески 3 и 4 устанавливается балочный держатель 5 с закрепленным в нем АПУ 6. АПУ 6 содержит два отбойника 7 механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты, направляющие для схода ракеты с приемными окнами и замковое устройство для фиксации ракеты на направляющих для схода ракет. На раме 1 закреплены продольные направляющие 8, предназначенные для перемещения по ним опорных роликов 9 каретки 10. На каретке 10 размещается ГММ 11 ракеты. ГММ 11 выполнен таким образом, что его масса, расположение центра тяжести и положение бугелей соответствуют аналогичным параметрам конкретной испытываемой ракеты.The stand for simulating the launch of missiles consists of a spatial frame 1, designed to mount on it the main components and parts of the stand. In the upper part of the frame 1 there is a longitudinal beam 2, on which, through the aircraft suspension units 3 and 4, a beam holder 5 is installed with the APU 6 fixed in it. a locking device for fixing the rocket on the guides for the rocket launch. On the frame 1, longitudinal guides 8 are fixed, designed to move the support rollers 9 of the carriage 10 along them. The HMM 11 of the rocket is placed on the carriage 10. HMM 11 is made in such a way that its mass, the location of the center of gravity and the position of the yokes correspond to the same parameters of a particular rocket being tested.

На каретке 10 по обе стороны от ГММ И попарно расположены четыре прилива 12 с выполненными в них пазами. Пазы приливов 12 предназначены для размещения в них четырех эксцентриков 13 и могут иметь различную конфигурацию. Эксцентрики 13 закреплены на концах двух, установленных в ГММ 11, поворотных осей 14 и имеют возможность поворота в пазах соответствующих приливов 12. Наружная поверхность эксцентриков 13 в процессе поворота в пазах приливов 12 взаимодействует с дном паза соответствующего прилива 12. Поворотные оси 14 с эксцентриками 13 посредством двух рычагов 15 и шатуна 16 связаны между собой. На наружной поверхности ГММ 11 со стороны расположения рычагов 15 и шатуна 16 установлены упоры 17 и 18, предназначенные для ограничения углового перемещения одного из рычагов 15. Приливы 12 с пазами, поворотные оси 14 с закрепленными на их концах эксцентриками 13, рычаги 15 с шатуном 16 и упоры 17 и 18 образуют опорно-подъемный механизм вертикального перемещения ГММ 11. На каретке 10 жестко закреплен упор 19 с резьбовым отверстием, предназначенным для установки в нем регулируемого толкателя 20. Регулируемый толкатель 20 может быть выполнен, например, в виде болта, фиксируемого контргайкой 21.On the carriage 10 on both sides of the HMM And in pairs there are four tides 12 with grooves made in them. The grooves of the tides 12 are designed to accommodate four eccentrics 13 and can have a different configuration. The eccentrics 13 are fixed at the ends of the two, installed in the HMM 11, rotary axes 14 and have the ability to rotate in the grooves of the corresponding tides 12. The outer surface of the eccentrics 13 in the process of turning in the grooves of the tides 12 interacts with the bottom of the groove of the corresponding tide 12. Rotary axles 14 with eccentrics 13 by means of two levers 15 and a connecting rod 16 are interconnected. On the outer surface of the HMM 11, on the side of the location of the levers 15 and the connecting rod 16, stops 17 and 18 are installed, designed to limit the angular movement of one of the levers 15. Tides 12 with grooves, rotary axles 14 with eccentrics 13 fixed at their ends, levers 15 with a connecting rod 16 and stops 17 and 18 form a support-lifting mechanism for vertical movement of the HMM 11. On the carriage 10, the stop 19 is rigidly fixed with a threaded hole designed to install an adjustable pusher 20 in it. The adjustable pusher 20 can be made, for example, in the form of a bolt fixed with a lock nut 21.

На верхней поверхности ГММ 11 установлены бугеля 22, конструктивно идентичные штатным бугелям ракеты и обеспечивающие установку ГММ 11 в направляющих для схода ракет АПУ 6.On the upper surface of the HMM 11, yokes 22 are installed, which are structurally identical to the standard yokes of the rocket and ensure the installation of the HMM 11 in the APU 6 missile launch guides.

В нижней части рамы 1 установлен силовой привод 23, выполненный, например, в виде гидро-пневмо цилиндра. Шток силового привода 23 посредством оси 24 связан с кареткой 10. Силовой привод 23 обеспечивает возвратно-поступательное перемещение каретки 10 с размещенным на ней ГММ 11 по направляющим 8 в процессе испытаний по непрерывному замкнутому циклу «подвеска ракеты на АПУ - сход ракеты с АПУ».In the lower part of the frame 1, a power drive 23 is installed, made, for example, in the form of a hydro-pneumatic cylinder. The rod of the power drive 23 is connected to the carriage 10 through the axis 24. The power drive 23 provides reciprocating movement of the carriage 10 with the HMM 11 placed on it along the guides 8 during testing in a continuous closed cycle "rocket suspension on the APU - missile derailment from the APU".

На торцевой поверхности ГММ 11 при помощи болтов 24 закреплен U-образный кронштейн 25. На концах U-образного кронштейна 25 установлены Г-образные рычаги 26. Г-образные рычаги 26 установлены с возможностью поворота в U-образном кронштейне 25. На одном конце каждого Г-образного рычага 26 закреплен флажок 27. Другой конец каждого Г-образного рычага 26 поджат в направлении торца ГММ 11 посредством тарированной пружины 28, при этом флажки 27 взаимодействуют с выполненными на концах U-образного кронштейна 25 упорами 29 и занимают в кронштейне 25 положение под определенным углом а относительно торцевой поверхности ГММ 11 (см. фиг, 10), чем облегчается срабатывание устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты.On the end surface of the HMM 11 with the help of bolts 24, a U-shaped bracket 25 is fixed. At the ends of the U-shaped bracket 25, L-shaped levers 26 are installed. The L-shaped lever 26 is fixed with a flag 27. The other end of each L-shaped lever 26 is pressed in the direction of the end of the HMM 11 by means of a calibrated spring 28, while the flags 27 interact with the stops 29 made at the ends of the U-shaped bracket 25 and occupy the position in the bracket 25 at a certain angle a relative to the end surface of the HMM 11 (see Fig. 10), which facilitates the operation of the device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket.

Флажки 27 предназначены для взаимодействия с соответствующими отбойниками 7 механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты в процессе схода ГММ 11 с направляющих для схода ракет АПУ 6. U-образный кронштейн 25, Г-образные рычаги 26 с упорами 29 и флажками 27, а так же тарированные пружины 28 образуют устройство имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты.Flags 27 are designed to interact with the corresponding fenders 7 of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket in the process of descending the HMM 11 from the guides for the descent of missiles APU 6. U-shaped bracket 25, L-shaped levers 26 with stops 29 and flags 27, as well as calibrated springs 28 form a device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of a rocket.

Работа стенда для имитации пуска ракеты осуществляется следующим образом:The operation of the stand for simulating a rocket launch is carried out as follows:

На начальном этапе работы каретка 10 находится в исходном крайнем переднем положении (см. фиг. 1). ГММ 11 загружается на каретку 10 таким образом, что бы эксцентрики 13 контактировали с дном паза соответствующего прилива 12 в точке своей наружной поверхности, имеющей наименьший эксцентриситет, при этом шатун 16 и рычаги 15 занимают положение, показанное на фиг. 1. Этим достигается крайнее нижнее положение ГММ 11 относительно базовой плоскости направляющих для схода ракет АПУ 6, при этом бугеля 22 ГММ 11 располагаются ниже направляющих для схода ракет АПУ 6. На начальном этапе работы (в исходном положении ГММ 11) закрепленные на АПУ 6 отбойники 7 механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты располагаются над флажками 27 устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты и за ними (см. фиг. 1, 2). Закрепленные на Г-образных рычагах 26 флажки 27 посредством тарированных пружин 28 поджаты к упорам 29.At the initial stage of work, the carriage 10 is in the initial extreme forward position (see Fig. 1). HMM 11 is loaded onto the carriage 10 in such a way that the eccentrics 13 would be in contact with the bottom of the groove of the corresponding boss 12 at the point of their outer surface having the smallest eccentricity, while the connecting rod 16 and the levers 15 occupy the position shown in Fig. 1. This achieves the lowest position of the HMM 11 relative to the base plane of the APU 6 missile exit guides, while the HMM 11 yokes 22 are located below the APU 6 missile exit guides. 7 of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket are located above the flags 27 of the device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket and behind them (see Fig. 1, 2). Flags 27 fixed on L-shaped levers 26 are pressed against stops 29 by means of calibrated springs 28.

На следующем этапе работы стенда силовой цилиндр 23 перемещает каретку 10 с установленным на ней ГММ 11 в крайнее заднее положение до момента установки бугелей 22 ГММ 11 непосредственно под приемными окнами направляющих для схода ракет АПУ 6. В процессе этого перемещения флажки 27 устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты проходят под отбойниками 7 механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты не задевая их. Отбойники 7 занимают положение перед флажками 27 устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты, но по-прежнему располагаются над ними.At the next stage of the operation of the stand, the power cylinder 23 moves the carriage 10 with the HMM 11 installed on it to the rearmost position until the yokes 22 of the HMM 11 are installed directly under the receiving windows of the APU 6 rocket exit guides. the rocket rudders pass under the bumpers 7 of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket without hitting them. Fenders 7 occupy a position in front of the flags 27 of the device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of a rocket, but are still located above them.

После перемещения каретки 10 с установленным на ней ГММ 11 в крайнее заднее положение шатун 16 с рычагами 15 перемещается из положения, показанного на фиг. 1, в положение, показанное на фиг. 3. До момента перемещения шатуна 16 регулируемый толкатель 20 находится в положении когда между ним и торцем ГММ 11 существует определенный зазор. В процессе перемещения шатуна 16 и поворота рычагов 15 происходит поворот эксцентриков 13 из положения в котором наружные поверхности эксцентриков 13 находились в момент установки ГММ 11 на каретку 10 (см. фиг. 1) в положение, при котором эксцентрики 13 контактируют с дном паза соответствующего прилива 12 в точке своей наружной поверхности с наибольшим эксцентриситетом (см. фиг. 3). В результате происходит подъем ГММ 11 над кареткой 10 на величину наибольшего эксцентриситета, заход бугелей 22 в приемные окна направляющих для схода ракет АПУ 6 и установка бугелей 22 над направляющими АПУ 6 с минимальным зазором. Регулируемый толкатель 20 вворачивается в кронштейн 19 до момента его касания с торцем ГММ 11. Вместе с ГММ 11 происходит вертикальное перемещение устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты и отбойники 7 механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты занимают положение на одном уровне с флажками 27 устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты и перед ними (см. фиг. 3, 4).After moving the carriage 10 with the HMM 11 installed on it to the rearmost position, the connecting rod 16 with the levers 15 moves from the position shown in Fig. 1 to the position shown in FIG. 3. Until the moment of movement of the connecting rod 16, the adjustable pusher 20 is in a position where there is a certain gap between it and the end of the TMM 11. In the process of moving the connecting rod 16 and turning the levers 15, the eccentrics 13 rotate from the position in which the outer surfaces of the eccentrics 13 were at the time of installation of the HMM 11 on the carriage 10 (see Fig. 1) to the position in which the eccentrics 13 are in contact with the bottom of the groove of the corresponding tide 12 at the point of its outer surface with the greatest eccentricity (see Fig. 3). As a result, the HMM 11 rises above the carriage 10 by the maximum eccentricity, the yokes 22 enter the receiving windows of the APU 6 guides for the descent of missiles, and the yokes 22 are installed above the APU 6 guides with a minimum clearance. The adjustable pusher 20 is screwed into the bracket 19 until it touches the end of the HMM 11. Together with the HMM 11, the device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket moves vertically and the bumpers 7 for the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket occupy a position on the same level with the flags 27 for the device for simulating the opening mechanism aerodynamic rudders of the rocket and in front of them (see Fig. 3, 4).

Затем подается команда на силовой привод 23 и происходит перемещение каретки 10 вместе с ГММ 11 вперед. В самом начале перемещения каретки 10 шатун 16 вместе с рычагами 15 возвращается в первоначальное исходное положение (см. фиг. 1). В результате эксцентрики 13 повернутся в пазах соответствующих приливов 12 таким образом, что наружные поверхности эксцентриков 13 своими точками с наименьшим эксцентриситетом будут направлены в сторону дна паза прилива 12, а между дном пазов и наружными поверхностями эксцентриков 13 в точках с наименьшим эксцентриситетом образуется зазор. При этом выбирается зазор между бугелями 22 ГММ 11 и направляющими для схода ракет АПУ 6 и ГММ 11 повисает всей своей массой на направляющих для схода ракет АПУ 6. Усилие от штока силового привода 23 передается на каретку 10, затем через закрепленный на каретке 10 упор 19 и регулируемый толкатель 20 - на ГММ 11.Then a command is given to the power drive 23 and the carriage 10 moves forward together with the HMM 11. At the very beginning of the movement of the carriage 10, the connecting rod 16, together with the levers 15, returns to its original position (see Fig. 1). As a result, the eccentrics 13 will rotate in the grooves of the corresponding bosses 12 in such a way that the outer surfaces of the eccentrics 13 will be directed towards the bottom of the groove of the boss 12 by their points with the smallest eccentricity, and a gap is formed between the bottom of the grooves and the outer surfaces of the eccentrics 13 at the points with the smallest eccentricity. In this case, the gap between the yokes 22 HMM 11 and the guides for the descent of missiles APU 6 and HMM 11 hangs with its entire mass on the guides for the descent of missiles APU 6. The force from the rod of the power drive 23 is transmitted to the carriage 10, then through the stop 19 fixed on the carriage 10 and adjustable pusher 20 - on TMM 11.

При перемещении ГММ 11 его бугеля 22 скользят по направляющим для схода ракет АПУ 6 до момента покидания ГММ 11 направляющих АПУ 6. В процессе покидания ГММ 11 направляющих для схода ракет АПУ 6 происходит постепенный сход бугелей 22 с направляющих АПУ 6. В момент начала схода последнего бугеля 22 с направляющих для схода ракет АПУ 6 отбойники 7 механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты контактируют с флажками 27 устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты. В результате взаимодействия отбойников 7 с флажками 27 происходит поворот вторых концов Г-образных рычагов в направлении от торца ГММ 11 и растяжение тарированных пружин 28 (см. фиг. 6). Пружины 28 создают усилие с которым расположенные на АПУ 6 отбойники 7 воздействуют на расположенный на ракете механизм раскрытия аэродинамических рулей в момент схода ракеты с направляющих АПУ 6. В результате этого взаимодействия происходит износ отбойников 27 и возможное их разрушение под воздействием ударных нагрузок, возникающих в момент начала взаимодействия отбойников 7 и флажков 27.When the HMM 11 is moved, its yoke 22 slide along the APU 6 guides for launching missiles until the HMM 11 leaves the APU 6 guides. In the process of leaving the HMM 11 APU 6 missile launch guides, the yokes 22 gradually descend from the APU 6 guides. the yoke 22 from the guides for the descent of the APU missiles 6 the fenders 7 of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket are in contact with the flags 27 of the device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket. As a result of the interaction of the bumpers 7 with the flags 27, the second ends of the L-shaped levers turn in the direction from the end of the HMM 11 and the calibrated springs 28 are stretched (see Fig. 6). The springs 28 create a force with which the fenders 7 located on the APU 6 act on the opening mechanism of the aerodynamic rudders located on the rocket at the moment the rocket leaves the APU 6 guides. the beginning of the interaction of fenders 7 and flags 27.

При дальнейшем перемещении ГММ 11 происходит окончательный сход последнего бугеля 22 с направляющих АПУ 6. В момент окончательного схода ГММ 11 с направляющих АПУ 6 отбойники 7 механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты прекращают воздействовать на флажки 27 устройства имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты и занимают положение за флажками (см. фиг. 7). Под воздействием тарированных пружин 28 происходит поворот вторых концов Г-образных рычагов в направлении к торцу ГММ 11 до момента контакта флажков 27 с упорами 29, выполненными на концах U-образного кронштейна 25. Флажки 27 занимают исходное положение, определяемое упорами 29. Далее эксцентрики 13 вместе с ГММ 11 падают в пазы соответствующих приливов 12 каретки 10. При этом рычаги 15, шатун 16 продолжают занимать первоначальное положение (см. фиг. 1), при котором эксцентрики 13 контактируют своей наружной поверхностью в точке с наименьшим эксцентриситетом с дном паза соответствующего прилива 12. Таким образом ГММ 11 занимает на каретке 10 исходное положение при котором происходила загрузка ГММ 11. Стенд готов для следующего цикла испытаний.With further movement of the HMM 11, the final descent of the last yoke 22 from the APU 6 guides takes place. (see Fig. 7). Under the influence of calibrated springs 28, the second ends of the L-shaped levers rotate in the direction towards the end of the HMM 11 until the flags 27 contact the stops 29 made at the ends of the U-shaped bracket 25. The flags 27 take their original position, determined by the stops 29. Next, the eccentrics 13 together with HMM 11 fall into the grooves of the corresponding bosses 12 of the carriage 10. At the same time, the levers 15, the connecting rod 16 continue to occupy their original position (see Fig. 1), in which the eccentrics 13 contact their outer surface at the point with the smallest eccentricity with the bottom of the groove of the corresponding boss 12. Thus, the HMM 11 occupies the initial position on the carriage 10 at which the HMM 11 was loaded. The stand is ready for the next test cycle.

Предложенное устройство имитации механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты конструктивно не связано с опорно-подъемным механизмом ГММ и может быть использовано на стендах для имитации пуска ракет с опорно-подъемными механизмами любых конструкций.The proposed device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of a rocket is not structurally connected with the support-lift mechanism of the HMM and can be used on stands for simulating the launch of missiles with support-lift mechanisms of any design.

Испытания проводятся в объеме подтверждения заданного техническим заданием ресурса работы объекта испытаний - отбойников механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты.Tests are carried out in the scope of confirming the life of the test object specified by the terms of reference - the fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket.

Таким образом при использовании заявленного стенда имитации пуска ракеты ресурсные испытания отбойников механизма раскрытия аэродинамических рулей ракеты проходят в автоматическом режиме по непрерывному замкнутому циклу «подвеска ракеты на АПУ - сход ракеты с АПУ».Thus, when using the claimed stand for simulating a rocket launch, life tests of the fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket are carried out automatically according to a continuous closed cycle "rocket suspension on the APU - missile derailment from the APU".

Claims

A stand for simulating the launch of an aircraft rocket, containing a space frame with an aircraft launcher rigidly fixed on it with fenders of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket and longitudinal guides, a carriage mounted on the longitudinal guides, a drive for moving the carriage, a support-lifting mechanism of the overall mass model of the rocket, which differs by the fact that the stand is equipped with a device for simulating the mechanism for opening the aerodynamic rudders of a rocket, made in the form of a U-shaped bracket fixed by its middle part on the end surface of the overall mass model of the rocket, two calibrated springs and installed at the ends of the U-shaped bracket with the possibility of turning two Г- shaped levers, and at one end of each L-shaped lever there is a flag designed to interact with the corresponding chipper of the mechanism for opening the aerodynamic rudders of the rocket, and the other end of each L-shaped lever is spring-loaded towards the end surface the axis of the mass-dimensional model of the rocket by means of a corresponding calibrated spring, while stops are made at the ends of the U-shaped bracket, ensuring the installation of the flags of the L-shaped levers at an angle relative to the end surface of the overall-mass model of the rocket.