RU2775956C1

RU2775956C1 - Bench for simulating the launch of an aircraft rocket

Info

Publication number: RU2775956C1
Application number: RU2021128493A
Authority: RU
Inventors: Сергей Михайлович Соколов; Сергей Викторович Филатов; Александр Юрьевич Власов; Андрей Юрьевич Ермолаев
Original assignee: Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Filing date: 2021-09-27
Publication date: 2022-07-12

Abstract

FIELD: rocket technology.

SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket technology, in particular to devices for the installation and launch of aircraft missiles, namely to test benches for measuring the forces arising from the movement, fixation and descent of aircraft missiles from the guiding aircraft launchers. The bench for simulating the launch of an aircraft rocket consists of a spatial frame with an aircraft launcher fixed in it (hereinafter referred to as the AL) and longitudinal guides designed to move the carriage support rollers along them using a power drive. On the carriage there is the overall mass layout (hereinafter, OML) of the rocket. At the initial stage of the bench operation, during the forced rotation of the axes of the support rollers, the carriage moves with its internal threaded surfaces along the external threaded surfaces of these axes. This carriage movement ensures the correct installation of the longitudinal axis of the OML relative to the longitudinal axis of symmetry of the guides for the descent of the AL missiles. The bench is equipped with a support and lifting mechanism for vertical movement of the OML, made in the form of eccentrics installed in the OML on two rotary axes, levers with a connecting rod, stops and tides mounted on a carriage with grooves. The eccentrics are installed in the corresponding ridge slots. Due to the movement of the connecting rod with levers and the rotation of the eccentrics in the ridge slots, a vertical plane-parallel arc-shaped movement of the OML occurs and the entry of the lugs into the receiving windows of the guides for the descent of the AL missiles, followed by the installation of the lugs on these guides. The force from the power drive rod through the carriage, load cell and bracket is transmitted to the OML. In the process of moving the OML along the guides for the descent of the AL missiles, there is a continuous measurement of the forces arising along the entire path of moving the OML lugs along the guides for the descent of the AL missiles, as well as the actuation efforts of the locking device for fixing the rocket in the AL.

EFFECT: increase in the accuracy of measuring the forces that occur along the entire path of moving the OML along the guides for the descent of the AL missiles, as well as the actuation forces of the locking device for fixing the rocket in the AL.

1 cl, 14 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 измерения усилий, возникающих при перемещении, фиксации и сходе авиационных ракет с направляющих авиационных пусковых устройств (далее - АПУ) в процессе проведения ресурсных испытаний.The invention relates to the field of rocketry, in particular to devices for the installation and launch of aircraft missiles, and in particular to test benches designed to measure the forces arising from the movement, fixation and descent of aircraft missiles from guide aircraft launchers (hereinafter referred to as APU) in the process carrying out resource tests.

Изобретение может быть использовано как средство контроля технического состояния и износа механических и электромеханических узлов АПУ для принятия решения о целесообразности их дальнейшей эксплуатации или направления в ремонт. The invention can be used as a means of monitoring the technical condition and wear of the mechanical and electromechanical units of the APU in order to make a decision on the advisability of their further operation or sending them for repair.

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, 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 через тензодатчик 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 не 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. Так в известном стенде не предусмотрена точная установка продольной оси ракеты относительно продольной оси симметрии направляющих для схода ракет, что должно обеспечивать точное позиционирование бугелей ракеты относительно приемных окон направляющих для схода ракет АПУ на всем протяжении проведения испытаний в автоматическом режиме. В указанном стенде на этапе подвески ракеты не предусмотрен механизм автоматического вертикального перемещения ракеты с одновременным вводом бугелей ракеты в приемные окна направляющих для схода ракет АПУ и установкой бугелей на направляющие АПУ. Так же в известном стенде не механизированы процессы перемещения ракеты по направляющим для схода ракет АПУ в процессе ее загрузки до момента срабатывания замкового устройства и возврата ракеты в первоначальное положение после ее схода с направляющих АПУ. Данный стенд обеспечивает замер усилий срабатывания замкового устройства АПУ при пуске ракеты и схода ракеты с направляющих АПУ. Однако с помощью данного стенда невозможно произвести замер усилий, возникающих при перемещении ракеты по направляющим АПУ в процессе ее загрузки и при срабатывании замкового устройства АПУ в момент фиксации ракеты на направляющих. Механизм продольного перемещения ракеты содержит растяжимую гибкую тягу (канат), связанную с тензодатчиком, что приводит к возникновении больших погрешностей при измерении усилий, возникающих при сходе ракеты с направляющих АПУ и срабатывании замкового устройства АПУ при пуске ракеты.A known stand 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 is fixed, designed to install a rocket in it, longitudinal guides, a carriage moving along the guides, two clamps designed to accommodate the rocket, 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 through a strain gauge to the rod of the power cylinder, and the second 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 not intended for carrying out life tests of the APU in automatic mode using 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. Thus, the well-known stand does not provide for precise installation of the longitudinal axis of the rocket relative to the longitudinal axis of symmetry of the guides for the descent of missiles, which should ensure accurate positioning of the yokes of the rocket relative to the receiving windows of the guides for the descent of APU rockets throughout the test in automatic mode. In the specified stand at the stage of rocket suspension, there is no mechanism for automatic vertical movement of the rocket with simultaneous insertion of the rocket yokes into the receiving windows of the guides for launching the APU missiles and installation of the yokes on the APU guides. Also, in the well-known stand, the processes of moving the rocket along the guides for the APU missiles to descend during its loading until the locking device is activated and the rocket returns to its original position after it leaves the APU guides are not mechanized. This stand provides measurement of the efforts of the locking device of the APU during the launch of the rocket and the descent of the missile from the guides of the APU. However, using this stand, it is impossible to measure the forces that occur when the missile moves along the APU guides during its loading and when the APU locking device is activated at the moment the missile is fixed on the rails. The mechanism for the longitudinal movement of the rocket contains an tensile flexible rod (rope) connected to the load cell, which leads to large errors in measuring the forces that occur when the rocket leaves the APU guides and the APU locking device is activated when the missile is launched.

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, 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, тензодатчик, установленный на штоке силового цилиндра с возможностью контакта с закрепленным на каретке упором, предназначенным для взаимодействия с ГММ, 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 указанный выше стенд обладает рядом существенных недостатков, которые затрудняют его использование в автоматическом режиме и снижают точность получаемых с его помощью измерений. Следует отметить, что для правильной работы стенда в автоматическом режиме и получения корректных результатов измерения усилий, возникающих в процессе перемещения ГММ по направляющим для схода ракет АПУ, необходимо, чтобы на всем протяжении перемещения ГММ по направляющим АПУ в процессе непрерывной работы стенда продольная ось ГММ всегда располагалась в одной вертикальной плоскости с продольной осью симметрии направляющих для схода ракет АПУ и параллельно ей. В противном случае ГММ будет установлен в направляющих для схода ракет АПУ с перекосом, что приведет к подклиниванию бугелей ГММ в направляющих для схода ракет АПУ и появлению дополнительных составляющих силы трения между направляющими АПУ и бугелями ГММ. В этом случае замеры, производимые в процессе перемещения ГММ по направляющим для схода ракет АПУ, будут не корректными. Однако в известном стенде не предусмотрена регулировка положения продольной оси ГММ относительно продольной оси симметрии направляющих для схода ракет АПУ после установки ГММ в опорно-подъемный механизм перемещения ГММ. Отсутствие регулировки положения продольной оси ГММ приводит к частому непопаданию бугелей ГММ в приемные окна направляющих для схода ракет АПУ во время работы стенда в автоматическом режиме или установке бугелей ГММ в направляющих для схода ракет АПУ с перекосом с указанными выше последствиями. Также следует указать, что выполнение в известном стенде опорно-подъемного механизма перемещения ГММ в виде поворотной и недостаточно жесткой шарнирно-рычажной системы приводит к невозможности точной установки ГММ на направляющие для схода ракет АПУ в процессе автоматической работы стенда и точного позиционирования ГММ в опорно-подъемном механизме после схода ГММ с направляющих АПУ перед следующим циклом работы стенда. По этой же причине происходит перекос продольной оси ГММ относительно продольной оси симметрии направляющих для схода ракет АПУ в процессе непрерывной работы стенда в замкнутом цикле, что в свою очередь приводит к увеличению усилия, прикладываемого к ГММ в процессе его перемещения по направляющим для схода ракет АПУ и снижению точности проводимых измерений. Кроме того, после захода бугелей ГММ в приемные окна направляющих для схода ракет АПУ в момент начала движения бугелей по направляющим АПУ происходит удар бугелей по кромке направляющих, что так же приводит к искажению производимых измерений. Так же следует отметить, что в данном стенде тензодатчик измерительного модуля устанавливается на штоке силового цилиндра и взаимодействует в процессе работы стенда непосредственно с кареткой. Такая схема установки тензодатчика приводит к получению не корректных измерений усилий, возникающих в процессе перемещения ГММ по направляющим для схода ракет АПУ, т.к. на замеряемое тензодатчиком усилие перемещения ГММ по направляющим для схода ракет АПУ накладывается сила сопротивления качения, возникающая в результате перемещения по соответствующим направляющим опорных роликов каретки и установленных на каретке роликов толкателя защелки стопорного механизма и задней стенки опорно-подъемного механизма ММГ. Данное техническое решение принимается за прототип.A stand is known for multiple imitation of the launch of an aircraft rocket according to the RF patent 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 is fixed, designed to be installed in it overall mass layout (hereinafter referred to as HMM) 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 HMM of the rocket is installed, which ensures that the HMM of the rocket is retained when leaving the APU and its return to the initial position before installation in the automatic control unit, the load cell mounted on the rod of the power cylinder with the possibility of contact with the stop fixed on the carriage, designed to interact with the HMM, while the support-lifting mechanism for moving the HMM is made in the form of a hingedly mounted on the carriage and interconnected longitudinal traction of two vertical racks with made pockets located at the ends of these racks, designed to locate the trunnions of the HMM rocket in them, and on one of the racks a lever with a roller is rigidly fixed, which ensures interaction with the profiled lower guide mounted 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 rocket's movement along the guides for the descent of the APU missiles. However, the above stand has a number of significant drawbacks that make it difficult to use it in automatic mode and reduce the accuracy of the measurements obtained with it. It should be noted that for the correct operation of the stand in automatic mode and to obtain correct results of measuring the forces that occur during the movement of the HMM along the guides for the launch of the APU missiles, it is necessary that throughout the movement of the HMM along the guides of the APU during the continuous operation of the stand, the longitudinal axis of the HMM is always located in the same vertical plane with the longitudinal axis of symmetry of the guides for the descent of APU missiles and parallel to it. Otherwise, the HMM will be installed in the APU guides with a misalignment, which will lead to wedging of the HMM yokes in the APU missile launch guides and the appearance of additional components of the friction force between the APU guides and the HMM yokes. In this case, the measurements made in the process of moving the HMM along the guides for the descent of the APU missiles will not be correct. However, the well-known stand does not provide for adjusting the position of the longitudinal axis of the HMM relative to the longitudinal axis of symmetry of the guides for the descent of missiles APU after installing the HMM in the support-lifting mechanism for moving the HMM. The lack of adjustment of the position of the longitudinal axis of the HMM leads to the frequent failure of the yokes of the HMM into the receiving windows of the guides for the descent of missiles of the APU during the operation of the stand in automatic mode or the installation of the yokes of the HMM in the guides for the descent of the missiles of the APU with a skew with the above consequences. It should also be noted that the implementation in the well-known stand of the support-lifting mechanism for moving the HMM in the form of a rotary and insufficiently rigid articulated-lever system leads to the impossibility of accurately installing the HMM on the guides for the descent of APU missiles during automatic operation of the stand and accurate positioning of the HMM in the support-lifting mechanism after the HMM leaves the guides of the automatic control unit before the next cycle of the stand. For the same reason, the longitudinal axis of the HMM is skewed relative to the longitudinal axis of symmetry of the guides for the descent of APU missiles in the process of continuous operation of the stand in a closed cycle, which in turn leads to an increase in the force applied to the HMM in the process of its movement along the guides for the descent of APU missiles and decrease in the accuracy of the measurements. In addition, after the GMM yokes enter the receiving windows of the guides for the launch of APU missiles, at the moment the yokes begin to move along the APU guides, the yokes hit the edge of the guides, which also leads to distortion of the measurements. It should also be noted that in this stand, the load cell of the measuring module is installed on the rod of the power cylinder and interacts directly with the carriage during the work of the stand. Such a scheme for installing a load cell leads to incorrect measurements of the forces that arise in the process of moving the HMM along the guides for the descent of APU missiles, because the force of movement of the HMM measured by the strain gauge along the guides for the descent of the APU missiles is superimposed by the rolling resistance force resulting from the movement along the corresponding guides of the support rollers of the carriage and the rollers of the pusher of the latch of the locking mechanism and the rear wall of the support-lifting mechanism of the MMG installed on the carriage. This technical solution is taken as a prototype.

Технической проблемой, на решение которой направлено предложенное техническое решение, является некорректное измерение на стенде усилий, возникающих на всем пути перемещения ГММ по направляющим для схода ракет АПУ, а так же усилий срабатывания замкового устройство для фиксации ракеты в АПУ в процессе ресурсных испытаний АПУ.The technical problem to be solved by the proposed technical solution is the incorrect measurement on the stand of the forces that occur along the entire path of the HMM movement along the guides for the APU missiles, as well as the forces of actuation of the locking device for fixing the missile in the APU during the life tests of the APU.

Достигаемым техническим результатом от использования предложенного стенда является повышение точности измерения усилий, возникающих на всем пути перемещения ГММ по направляющим для схода ракет АПУ, а так же усилий срабатывания замкового устройства для фиксации ракеты в АПУ за счет исключения влияния на результат измерения силы сопротивления качению каретки по направляющим стенда и дополнительной составляющей силы трения, возникающей в результате неправильной установки ГММ ракеты в направляющие для схода ракет АПУ в процессе ресурсных испытаний АПУ и работы стенда в автоматическом режиме по непрерывному замкнутому циклу «подвеска ракеты на АПУ - сход ракеты с АПУ».The achieved technical result from the use of the proposed stand is to increase the accuracy of measuring the forces that occur along the entire path of movement of the HMM along the guides for the descent of the APU rockets, as well as the forces of actuation of the locking device for fixing the rocket in the APU by eliminating the influence on the result of measuring the rolling resistance force of the carriage along guides of the stand and an additional component of the friction force resulting from the incorrect installation of the HMM rocket into the guides for the launch of the APU missiles during the life tests of the APU and the operation of the stand in automatic mode according to a continuous closed cycle "rocket suspension on the APU - missile derailment from the APU".

Указанная выше техническая проблема решается путем использования стенда для имитации пуска авиационной ракеты, содержащего пространственную раму с жестко закрепленными на ней авиационным пусковым устройством и продольными направляющими, каретку с кронштейном и закрепленными на осях опорными роликами, предназначенными для установки в продольных направляющих, силовой привод перемещения каретки, опорно-подъемный механизм габаритно-массовой модели ракеты и тензодатчик измерительного модуля, при этом на наружных поверхностях осей опорных роликов и сопрягаемых с ними внутренних поверхностях каретки выполнены соответственно наружные и внутренние резьбовые поверхности, а каретка установлена с возможностью перемещения своими внутренними резьбовыми поверхностями по наружным резьбовым поверхностям осей опорных роликов, причем на наружных резьбовых поверхностях опорных роликов установлены введенные в стенд стопорные гайки, при этом опорно-подъемный механизм габаритно-массовой модели ракеты выполнен в виде закрепленных на каретке четырех приливов с выполненными в них фигурными пазами, двух установленных в габаритно-массовой модели ракеты поворотных осей с жестко закрепленными на концах поворотных осей эксцентриками, предназначенными для установки в пазах соответствующих приливов, двух рычагов, шатуна и двух упоров, причем рычаги установлены на наружной поверхности габаритно-массовой модели ракеты таким образом, что каждый из них одним своим концом жестко связан с концом соответствующей поворотной оси, а вторые концы рычагов шарнирно связаны между собой посредством шатуна, при этом один из рычагов установлен между двух, закрепленных на наружной поверхности габаритно-массовой модели ракеты, упоров с возможностью попеременного взаимодействия с ними, причем на торцевой поверхности габаритно-массовой модели ракеты закреплена с возможностью установки в двух положениях введенная в стенд поворотная пластина, предназначенная для взаимодействия в одном из своих положений с закрепленным на кронштейне каретки тензодатчиком измерительного модуля.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 and longitudinal guides rigidly fixed on it, a carriage with a bracket and support rollers fixed on the axles, designed to be installed in the longitudinal guides, a power drive for moving the carriage , the support-lifting mechanism of the overall-weight model of the rocket and the strain gauge of the measuring module, while on the outer surfaces of the axes of the support rollers and the inner surfaces of the carriage mating with them, respectively, external and internal threaded surfaces are made, and the carriage is installed with the possibility of moving its internal threaded surfaces along the outer threaded surfaces of the axes of the support rollers, and on the outer threaded surfaces of the support rollers, lock nuts inserted into the stand are installed, while the support-lifting mechanism of the overall mass model of the rocket is n in the form of four lugs fixed on the carriage with figured grooves made in them, two rotary axles installed in the overall mass model of the rocket with eccentrics rigidly fixed at the ends of the rotary axes, designed for installation in the grooves of the corresponding lugs, two levers, a connecting rod and two stops, moreover, the levers are installed on the outer surface of the mass-dimensional model of the rocket in such a way that each of them is rigidly connected with the end of the corresponding rotary axis with one of its ends, and the second ends of the levers are pivotally connected to each other by means of a connecting rod, while one of the levers is installed between two, fixed on the outer surface of the mass-dimensional model of the rocket, stops with the possibility of alternate interaction with them, and on the end surface of the overall-mass model of the rocket, a rotary plate introduced into the stand is fixed with the possibility of installation in two positions, designed to interact in one of its positions with the fixed on bracket of the carriage with the load cell of the measuring module.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 - показан общий вид стенда для имитации пуска ракет в изометрии; на фиг. 2 - положение узлов стенда для имитации пуска ракет в исходном положении, вид сбоку; на фиг. 3 - вид А на фиг. 2; на фиг. 4, 5, 6, 7 - положение узлов стенда на разных этапах работы; на фиг. 8 - положение поворотной пластины в нерабочем состоянии; на фиг. 9 - положение поворотной пластины в рабочем состоянии; на фиг. 10 -позиция I на фиг. 2, увеличено; на фиг. 11 - общий вид габаритно-массового макета ракеты с элементами опорно-подъемного механизма; на фиг. 12, 13 - положение элементов опорно-подъемного механизма габаритно-массового макета ракеты при двух положениях шатуна, вид сбоку; на фиг. 14 - траектория перемещения бугелей габаритно-массового макета ракеты при установке на направляющие для схода ракет АПУ.The invention is illustrated by drawings, where in Fig. 1 - shows a general view of the stand for simulating the launch of missiles in isometry; in fig. 2 - the position of the nodes of the stand for simulating the launch of missiles in the initial position, side view; in fig. 3 - view A in Fig. 2; in fig. 4, 5, 6, 7 - the position of the bench nodes at different stages of work; in fig. 8 - the position of the rotary plate in non-working condition; in fig. 9 - position of the rotary plate in working condition; in fig. 10 - position I in Fig. 2, enlarged; in fig. 11 is a general view of the overall-mass layout of the rocket with elements of the support-lifting mechanism; in fig. 12, 13 - the position of the elements of the support-lifting mechanism of the overall-mass model of the rocket with two positions of the connecting rod, side view; in fig. 14 - the trajectory of the movement of the yokes of the overall-mass model of the rocket when installed on the guides for the descent of the APU missiles.

Для упрощения понимания конструкции стенда для имитации пуска ракет и его работы на чертежах показано только одно из двух параллельно расположенных рабочих мест стенда. Второе рабочее место имеет аналогичную конструкцию (см. фиг. 3).To simplify the understanding of the design of the stand for simulating the launch of missiles and its operation, the drawings show only one of the two parallel workstations of the stand. The second workplace has a similar design (see Fig. 3).

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 двухместным АПУ 6. Каждое место установки ракеты в АПУ 6 содержит направляющие для схода ракеты с приемными окнами и замковое устройство для фиксации ракеты на направляющих для схода ракет (на чертежах не показаны).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 a double APU 6 fixed in it. fixing the rocket on the guides for the descent of the rockets (not shown in the drawings).

Каждое рабочее место стенда содержит закрепленные на раме 1 продольные направляющие 7, предназначенные для перемещения по ним опорных роликов 8 каретки 9. На каретке 9 размещается ГММ 10 ракеты. ГММ 10 выполнен таким образом, что его масса, расположение центра тяжести и положение бугелей соответствуют аналогичным параметрам конкретной испытываемой ракеты.Each workplace of the stand contains longitudinal guides 7 fixed on the frame 1, designed to move the support rollers 8 of the carriage 9 along them. The HMM 10 of the rocket is placed on the carriage 9. HMM 10 is designed 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 наружных поверхностях осей 11 опорных роликов 8 и сопрягаемых с ними внутренних поверхностях каретки 9 выполнены соответственно наружные и внутренние резьбовые поверхности (см. фиг. 10). Посредством этих резьбовых поверхностей осуществляется перемещение каретки 9 вместе с установленным на ней ГММ 10 вдоль осей 11 опорных роликов 8. Это перемещение каретки 9 позволяет регулировать положение продольной оси ГММ 10 относительно продольной оси симметрии направляющих для схода ракет АПУ 6. Продольная ось ГММ 10 должна располагаться в одной вертикальной плоскости с продольной осью симметрии направляющих для схода ракет АПУ и параллельно ей. На наружных резьбовых поверхностях осей 11 выполнены лыски под гаечный ключ. Положение каретки 9 на осях 11 фиксируется стопорными гайками 12.On the outer surfaces of the axes 11 of the support rollers 8 and the inner surfaces of the carriage 9 mating with them, external and internal threaded surfaces are made, respectively (see Fig. 10). Through these threaded surfaces, the carriage 9 is moved along with the HMM 10 installed on it along the axes 11 of the support rollers 8. This movement of the carriage 9 allows you to adjust the position of the longitudinal axis of the HMM 10 relative to the longitudinal axis of symmetry of the guides for the descent of missiles APU 6. The longitudinal axis of the HMM 10 should be located in the same vertical plane with the longitudinal axis of symmetry of the guides for the descent of APU missiles and parallel to it. On the outer threaded surfaces of the axles 11, there are flats for a wrench. The position of the carriage 9 on the axes 11 is fixed with lock nuts 12.

На каретке 9 по обе стороны от ГММ 10 попарно расположены четыре прилива 13 с выполненными в них пазами. Пазы приливов 13 предназначены для размещения в них четырех эксцентриков 14 и могут иметь различную форму. Эксцентрики 14 попарно закреплены на концах двух установленных в ГММ 10 поворотных осей 15 с возможностью поворота в пазах соответствующих приливов 13. Наружная поверхность эксцентриков 14 в процессе поворота в пазах приливов 13 взаимодействует с дном паза соответствующего прилива 13. Поворотные оси 15 с эксцентриками 14 посредством двух рычагов 16 и шатуна 17 связаны между собой. На наружной поверхности ГММ 10 со стороны расположения рычагов 16 и шатуна 17 установлены упоры 18 и 19, предназначенные для ограничения углового перемещения одного из рычагов 16. Приливы 13 с пазами, поворотные оси 15 с закрепленными на их концах эксцентриками 14, рычаги 16 с шатуном 17 и упоры 18, 19 образуют опорно-подъемный механизм вертикального перемещения ГММ 10.On the carriage 9, on both sides of the HMM 10, there are four lugs 13 in pairs with grooves made in them. The grooves of the tides 13 are designed to accommodate four eccentrics 14 and can have a different shape. The eccentrics 14 are fixed in pairs at the ends of two rotary axles 15 installed in the HMM 10 with the possibility of rotation in the grooves of the corresponding bosses 13. The outer surface of the eccentrics 14 in the process of turning in the grooves of the bosses 13 interacts with the bottom of the groove of the corresponding boss 13. The rotary axles 15 with eccentrics 14 by means of two levers 16 and connecting rod 17 are interconnected. On the outer surface of the HMM 10, on the side of the location of the levers 16 and the connecting rod 17, stops 18 and 19 are installed, designed to limit the angular movement of one of the levers 16. Bosses 13 with grooves, rotary axles 15 with eccentrics 14 fixed at their ends, levers 16 with a connecting rod 17 and stops 18, 19 form a support-lifting mechanism for vertical movement of the HMM 10.

На верхней поверхности ГММ 10 установлены бугеля 20, конструктивно идентичные штатным бугелям ракеты и обеспечивающие установку ГММ 10 в направляющих для схода ракет АПУ 6. Передний бугель 20, кроме того, обеспечивает фиксацию ГММ 10 в замковом устройстве АПУ (на чертежах не показан).On the upper surface of the HMM 10 there are yokes 20, which are structurally identical to the standard yokes of the rocket and ensure the installation of the HMM 10 in the guides for the descent of missiles of the APU 6. The front yoke 20, in addition, ensures the fixation of the HMM 10 in the locking device of the APU (not shown in the drawings).

В задней части каретки 9 расположен кронштейн 21 на котором крепится тензодатчик 22 измерительного модуля стенда, позволяющий измерять усилие продвижения ГММ 10 по направляющим для схода ракет АПУ 6 на всем пути продвижения бугелей 20 по направляющим для схода ракеты, а так же усилие срабатывания замкового устройства для фиксации ГММ 10 в АПУ 6. В передней части каретки 9 предусмотрена установка кронштейна 23, позволяющего устанавливать тензодатчик 21 для замера усилия продвижения ГММ 10 по направляющим для схода ракет АПУ 6 при движении каретки 9 в обратном направлении. Тензодатчик 22 снабжен регулируемым толкателем 24. На заднем торце ГММ 10 закреплена поворотная пластина 25 с рычагом 26.In the rear part of the carriage 9 there is a bracket 21 on which the strain gauge 22 of the stand measuring module is mounted, which makes it possible to measure the force of advancement of the HMM 10 along the guides for the descent of missiles of the APU 6 along the entire path of the movement of the yokes 20 along the guides for the descent of the rocket, as well as the actuation force of the locking device for fixing the HMM 10 in the APU 6. In the front part of the carriage 9, a bracket 23 is provided, which makes it possible to install a load cell 21 to measure the effort of advancing the HMM 10 along the guides for the launch of the APU 6 missiles when the carriage 9 moves in the opposite direction. The load cell 22 is equipped with an adjustable pusher 24. A rotary plate 25 with a lever 26 is fixed on the rear end of the HMM 10.

На задней вертикальной стойке рамы 1 закреплен регулируемый упор 27 в виде имеющего возможность осевого перемещения болта. При установке каретки 9 в крайнем заднем положении упор 27 взаимодействует с кронштейном 21. В нижней части рамы 1 при помощи основного 28 и дополнительного 29 узлов крепления установлен силовой привод 30, например, в виде гидро-пневмо цилиндра, шток которого посредством оси 31 связан с кареткой 9. Силовой привод 30 обеспечивает возвратно-поступательное перемещение каретки 9 с размещенным на ней ГММ 10 по направляющим 7 в процессе испытаний по непрерывному замкнутому циклу «подвеска ракеты на АПУ - сход ракеты с АПУ».An adjustable stop 27 is fixed on the rear vertical rack of the frame 1 in the form of a bolt capable of axial movement. When the carriage 9 is installed in the rearmost position, the stop 27 interacts with the bracket 21. In the lower part of the frame 1, using the main 28 and additional 29 attachment points, a power drive 30 is installed, for example, in the form of a hydro-pneumatic cylinder, the rod of which is connected to the carriage 9. The power drive 30 provides reciprocating movement of the carriage 9 with the HMM 10 placed on it along the guides 7 in the process of testing in a continuous closed cycle "rocket suspension on the APU - missile derailment from the APU".

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 9 находится в исходном крайнем переднем положении (см. фиг. 2). ГММ 10 загружается на каретку 9 таким образом, что бы эксцентрики 14 контактировали с дном паза соответствующего прилива 13 в точке своей наружной поверхности, имеющей наименьший эксцентриситет. Этим достигается крайнее нижнее положение ГММ 10 относительно базовой плоскости направляющих для схода ракет АПУ 6. В этом исходном положении шатун 17 и рычаги 16 занимают положение, фиксируемое упором 19 (см. фиг. 11, 12), а поворотная пластина 25 находится в рабочем положении (см. фиг. 9).At the initial stage of work, the carriage 9 is in the initial extreme forward position (see Fig. 2). HMM 10 is loaded onto the carriage 9 in such a way that the eccentrics 14 are in contact with the bottom of the groove of the corresponding tide 13 at the point of its outer surface, which has the smallest eccentricity. This achieves the lowest position of the HMM 10 relative to the base plane of the guides for the descent of missiles APU 6. In this initial position, the connecting rod 17 and the levers 16 occupy a position fixed by the stop 19 (see Fig. 11, 12), and the rotary plate 25 is in the working position (see Fig. 9).

На следующем этапе работы стенда (см. фиг. 4) силовой цилиндр 30 перемещает каретку 9 с установленным на ней ГММ 10 в крайнее заднее положение до контакта кронштейна 21 с регулируемым упором 27. После установки каретки в крайнее заднее положение производится регулировка положения продольной оси ГММ 10 относительно продольной оси симметрии направляющих для схода ракет АПУ 6. Эти оси должны находиться в одной вертикальной плоскости, что обеспечит возможность беспрепятственного попадания бугелей 20 ГММ 10 в приемные окна направляющих для схода ракет АПУ 6 и последующей установки бугелей 20 ГММ 10 на сами направляющие. Поскольку опорные ролики 8 с осями 11 каретки 9 зафиксированы от осевого перемещения в продольных направляющих 7, то при вращении гаечным ключом осей 11 будет происходить перемещение каретки 9 своими внутренними резьбовыми поверхностями по сопрягаемым с ними наружным резьбовым поверхностям осей 11 (см. фиг. 10). Поскольку ГММ 10 установлен на каретке 9, то перемещение каретки 9 приведет к одновременному перемещению продольной оси ГММ 10. Регулировка положения ГММ 10 производится до момента установки продольной оси ГММ 10 в вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось симметрии направляющих для схода ракет АПУ 6. Положение каретки 9 с установленным на ней ГММ 10 фиксируется стопорными гайками 12. При этом бугеля 20 ГММ 10 располагаются непосредственно под приемными окнами направляющих для схода ракет АПУ 6.At the next stage of the stand operation (see Fig. 4), the power cylinder 30 moves the carriage 9 with the HMM 10 installed on it to the rearmost position until the bracket 21 contacts the adjustable stop 27. After the carriage is installed in the rearmost position, the position of the longitudinal axis of the HMM is adjusted 10 relative to the longitudinal axis of symmetry of the APU 6 launch guides. These axes must be in the same vertical plane, which will ensure that the yokes 20 HMM 10 can easily enter the receiving windows of the APU 6 missile launch guides and the subsequent installation of the 20 HMM 10 yokes on the rails themselves. Since the support rollers 8 with the axes 11 of the carriage 9 are fixed from axial movement in the longitudinal guides 7, then when the axles 11 are rotated with a wrench, the carriage 9 will move with its internal threaded surfaces along the outer threaded surfaces of the axes 11 mating with them (see Fig. 10) . Since the HMM 10 is installed on the carriage 9, the movement of the carriage 9 will lead to the simultaneous movement of the longitudinal axis of the HMM 10. The position of the HMM 10 is adjusted until the longitudinal axis of the HMM 10 is installed in a vertical plane passing through the longitudinal axis of symmetry of the guides for the descent of missiles APU 6. Position the carriage 9 with the HMM 10 installed on it is fixed with lock nuts 12. In this case, the yoke 20 of the HMM 10 are located directly under the receiving windows of the APU 6 guides for the descent of missiles.

После окончания регулировки положения продольной оси ГММ 10 относительно продольной оси симметрии направляющих для схода ракет АПУ 6 шатун 17 с рычагами 16 перемещается из положения, зафиксированного упором 19, в положение, определяемое упором 18 (см. фиг. 5, 13). В процессе перемещения шатуна 17 и поворота рычагов 16 происходит поворот эксцентриков 14 из положения в котором наружные поверхности эксцентриков 14 находились в момент установки ГММ 10 на каретку 9 (см. фиг. 12) в положение, при котором эксцентрики 14 контактируют с дном паза соответствующего прилива 13 в точке своей наружной поверхности с наибольшим эксцентриситетом (см. фиг. 13). В результате происходит подъем ГММ 10 над кареткой 9 на величину наибольшего эксцентриситета, заход бугелей 20 в приемные окна направляющих для схода ракет АПУ 6 и установка бугелей 20 над направляющими АПУ 6 с небольшим зазором. Подъем и перемещения происходят по сложной плоскопараллельной дугообразной траектории, определяемой геометрией наружной поверхности эксцентриков 14 (см. фиг. 14). Поворотная пластина 25 до момента перемещения шатуна 17 переводится в нерабочее положение и не взаимодействует с регулируемым толкателем 24 тензодатчика 22 (см. фиг. 8). В противном случае поворотная пластина 25 будет препятствовать перемещению ГММ 10 по плоскопараллельной дугообразной траектории, что может привести в конечном итоге к поломке тензодатчика 22. После установки бугелей 20 над направляющими для схода ракет АПУ 6 поворотная пластина 25 переводится в рабочее положение и осуществляется выдвижение толкателя 24 до упора в поворотную пластину 25(см. фиг. 9).After adjusting the position of the longitudinal axis of the HMM 10 relative to the longitudinal axis of symmetry of the guides for the descent of missiles APU 6, the connecting rod 17 with levers 16 moves from the position fixed by the stop 19 to the position determined by the stop 18 (see Fig. 5, 13). In the process of moving the connecting rod 17 and turning the levers 16, the eccentrics 14 rotate from the position in which the outer surfaces of the eccentrics 14 were at the time of installation of the HMM 10 on the carriage 9 (see Fig. 12) to the position in which the eccentrics 14 are in contact with the bottom of the groove of the corresponding tide 13 at the point of its outer surface with the greatest eccentricity (see Fig. 13). As a result, the HMM 10 rises above the carriage 9 by the value of the greatest eccentricity, the yokes 20 enter the receiving windows of the APU 6 missile exit guides and the yokes 20 are installed above the APU 6 guides with a small gap. Lifting and moving occur along a complex plane-parallel arcuate trajectory determined by the geometry of the outer surface of the eccentrics 14 (see Fig. 14). The rotary plate 25 before the movement of the connecting rod 17 is transferred to the off position and does not interact with the adjustable pusher 24 of the load cell 22 (see Fig. 8). Otherwise, the rotary plate 25 will prevent the movement of the HMM 10 along a plane-parallel arcuate trajectory, which may ultimately lead to a breakdown of the strain gauge 22. After installing the yokes 20 over the guides for the launch of the missiles APU 6, the rotary plate 25 is transferred to the working position and the pusher 24 is extended until it stops in the rotary plate 25 (see Fig. 9).

Затем подается команда на силовой цилиндр 30 и происходит перемещение каретки 9 вместе с ГММ 10 вперед (см. фиг. 6). В самом начале перемещения каретки 9 шатун 17 возвращается в первоначальное положение, определяемое взаимодействием одного из рычагов 16 с упором 19 (см. фиг. 11, 12). В результате эксцентрики 14 повернутся в пазах соответствующих приливов 13 таким образом, что наружные поверхности эксцентриков 14 своими точками с наименьшим эксцентриситетом будут направлены в сторону дна паза прилива 13, а между дном пазов и наружными поверхностями эксцентриков 14 в точках с наименьшим эксцентриситетом образуется зазор. При этом выбирается зазор между бугелями 20 ГММ 10 и направляющими для схода ракет АПУ 6 и ГММ 10 повисает всей своей массой на направляющих для схода ракет АПУ 6. Усилие от штока силового привода 30 передается на каретку 9, затем через закрепленный на каретке 9 кронштейн 21 - на тензодатчик 22 и через регулируемый толкатель 24 тензодатчика 22 и установленную в рабочее положение поворотную пластину 25 - на ГММ 10. Такая схема передачи усилия от привода 30 к ГММ 10 позволяет исключить влияние величины силы сопротивления качению опорных роликов 8 каретки 9 по продольным направляющим 7 стенда на результат измерения усилий, возникающих на всем пути перемещения бугелей 20 ГММ 10 по направляющим для схода ракет АПУ 6 и усилий срабатывания замкового устройства при фиксации ракеты в АПУ.Then a command is given to the power cylinder 30 and the carriage 9 moves forward together with the HMM 10 (see Fig. 6). At the very beginning of the movement of the carriage 9, the connecting rod 17 returns to its original position, determined by the interaction of one of the levers 16 with the stop 19 (see Fig. 11, 12). As a result, the eccentrics 14 will rotate in the grooves of the corresponding lugs 13 in such a way that the outer surfaces of the eccentrics 14 with their points with the smallest eccentricity will be directed towards the bottom of the groove of the boss 13, and a gap is formed between the bottom of the grooves and the outer surfaces of the eccentrics 14 at the points with the smallest eccentricity. In this case, the gap between the yokes 20 HMM 10 and the guides for the descent of missiles APU 6 and HMM 10 hangs with its entire mass on the guides for the descent of missiles APU 6. The force from the rod of the power drive 30 is transmitted to the carriage 9, then through the bracket 21 fixed on the carriage 9 - on the load cell 22 and through the adjustable pusher 24 of the load cell 22 and the rotary plate 25 installed in the working position - on the TMM 10. Such a scheme for transferring force from the drive 30 to the TMM 10 makes it possible to eliminate the influence of the rolling resistance force of the support rollers 8 of the carriage 9 along the longitudinal guides 7 stand on the result of measuring the forces that occur along the entire path of movement of the yokes 20 HMM 10 along the guides for the descent of missiles APU 6 and the forces of actuation of the locking device when the missile is fixed in the APU.

В процессе перемещения ГММ 10 его бугеля 20 скользят по направляющим для схода ракет АПУ 6 до момента фиксации переднего бугеля 20 ГММ 10 в замковом устройстве АПУ 6. Во время перемещения ГММ 10 до момента его фиксации в замковом устройстве АПУ 6 тензодатчик 22 производит замер усилия, с. которым ГММ 10 перемещается по направляющим для схода ракет в процессе установки ГММ 10 до момента его фиксации в замковом устройстве АПУ.In the process of moving the HMM 10, its yoke 20 slide along the guides for the launch of the APU 6 missiles until the front yoke 20 of the HMM 10 is fixed in the locking device of the APU 6. During the movement of the HMM 10 until it is fixed in the locking device of the APU 6, the load cell 22 measures the force, With. which the HMM 10 moves along the guides for the descent of missiles during the installation of the HMM 10 until it is fixed in the locking device of the APU.

При фиксации первого бугеля 19 ГММ 10 в замке АПУ 6 происходит замер усилия удержания ГММ 10 в замковом устройстве АПУ 6. При нарастании усилия, создаваемого силовым приводом 30, происходит раскрытие замкового устройства АПУ 6 и ГММ 10 продолжит свое движение по направляющим для схода ракет. Тензодатчик 22 при этом осуществляет замеры усилия срабатывания замкового устройства АПУ 6 на раскрытие и усилия, с которым ГММ 10 продолжит перемещаться по направляющим для схода ракет до момента схода ГММ 10 с направляющих.When fixing the first yoke 19 HMM 10 in the lock APU 6, the force of holding the HMM 10 in the locking device APU 6 is measured. With an increase in the force created by the power drive 30, the locking device APU 6 opens and the HMM 10 continues its movement along the guides for the exit of missiles. At the same time, the load cell 22 measures the actuation force of the APU 6 locking device for opening and the force with which the HMM 10 continues to move along the guides for the missiles to leave until the HMM 10 leaves the guides.

После схода ГММ 10 с направляющих АПУ 6 эксцентрики 14 вместе с ГММ 10 падают в пазы соответствующих приливов 13 каретки 9 (см. фиг. 7). При этом один из рычагов 15 остается в контакте с упором 19, а эксцентрики 14 контактируют своей наружной поверхностью в точке с наименьшим эксцентриситетом с дном паза соответствующего прилива 13 (см. фиг. 11, 12). Таким образом ГММ 10 занимает на каретке исходное крайнее переднее положение при котором происходила загрузка ГММ 10 на каретку 9 (см. фиг. 2). Стенд готов для следующего цикла испытаний.After the HMM 10 leaves the APU 6 guides, the eccentrics 14, together with the HMM 10, fall into the grooves of the corresponding bosses 13 of the carriage 9 (see Fig. 7). In this case, one of the levers 15 remains in contact with the stop 19, and the eccentrics 14 contact their outer surface at the point with the smallest eccentricity with the bottom of the groove of the corresponding tide 13 (see Fig. 11, 12). Thus, the TMM 10 occupies on the carriage the initial extreme front position at which the TMM 10 was loaded onto the carriage 9 (see Fig. 2). The stand is ready for the next test cycle.

Испытания проводятся в объеме подтверждения заданного техническим заданием ресурса работы объекта испытаний - АПУ с направляющими для схода ракет и замковым устройством для фиксации ракеты на этих направляющих.The tests are carried out in the scope of confirming the service life of the test object specified by the terms of reference - an automatic launcher with guides for launching missiles and a locking device for fixing the rocket on these guides.

Таким образом при использовании заявленного стенда имитации пуска ракеты ресурсные испытания проходят 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 бугелей 20 ГММ 10 по направляющим для схода ракет АПУ 6, а так же усилий срабатывания замкового устройства при фиксации ракеты в АПУ.Thus, when using the claimed stand for simulating a rocket launch, life tests are carried out automatically in 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 movement of the yokes 20 HMM 10 along the guides for the descent of missiles APU 6, as well as the forces of actuation of the locking device when fixing the rocket in the APU.

Claims

A stand for simulating the launch of an aircraft rocket, containing a spatial frame with an aircraft launcher and longitudinal guides rigidly fixed on it, a carriage with a bracket and support rollers fixed on the axles, designed to be installed in the longitudinal guides, a power drive for moving the carriage, a support-lifting mechanism for overall mass model of the rocket and a load cell of the measuring module, characterized in that on the outer surfaces of the axes of the support rollers and the internal surfaces of the carriage mating with them, respectively, external and internal threaded surfaces are made, and the carriage is installed with the possibility of moving its internal threaded surfaces along the external threaded surfaces of the axes of the support rollers , and on the external threaded surfaces of the support rollers, lock nuts inserted into the stand are installed, while the support-lifting mechanism of the overall mass model of the rocket is made in the form of four lugs fixed on the carriage with a grooves filled in them, two rotary axes installed in the mass-dimensional model of the rocket with eccentrics rigidly fixed at the ends of the rotary axes, designed for installation in the grooves of the corresponding tides, two levers, a connecting rod and two stops, and the levers are installed on the outer surface of the mass-dimensional model rockets in such a way that each of them is rigidly connected with the end of the corresponding rotary axis with one of its ends, and the second ends of the levers are pivotally connected to each other by means of a connecting rod, while one of the levers is installed between two stops fixed on the outer surface of the overall-mass model of the rocket with the possibility alternately interacting with them, and on the end surface of the overall-mass model of the rocket, a rotary plate introduced into the stand is fixed with the possibility of installation in two positions, designed to interact in one of its positions with the measuring module strain gauge fixed on the bracket of the carriage.