RU2613205C2 - Launcher missile fixing universal module - Google Patents
Launcher missile fixing universal module Download PDFInfo
- Publication number
- RU2613205C2 RU2613205C2 RU2015130126A RU2015130126A RU2613205C2 RU 2613205 C2 RU2613205 C2 RU 2613205C2 RU 2015130126 A RU2015130126 A RU 2015130126A RU 2015130126 A RU2015130126 A RU 2015130126A RU 2613205 C2 RU2613205 C2 RU 2613205C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launcher
- housing
- missiles
- missile
- diameter
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
- F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
- F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
- F41F3/052—Means for securing the rocket in the launching apparatus
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Load-Engaging Elements For Cranes (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к военной технике, в частности к области удержания боеприпасов (ракет), и представляет собой универсальный модуль фиксации ракет (УМФР) в пусковой установке (ПУ).The invention relates to military equipment, in particular to the field of holding ammunition (missiles), and is a universal module for fixing missiles (UMFR) in a launcher (PU).
Известны следующие системы и способы удержания боеприпасов:The following systems and methods for holding ammunition are known:
1. Изобретение [1. Патент 2401408 RU, МПК F41F 3/06. Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет космического назначения / Ю.С. Алдакушев, Е.Ю. Букрина, В.М. Денисов, В.И. Мурашев, А.П. Шальнев. - Опубл. 10.10.2010] относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования баллистических ракет из самолета. Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет содержит установленный на грузовом полу самолета-носителя транспортно-пусковой контейнер (ТПК) с днищем и открытым торцом, ориентированным в хвост самолета. Для выталкивания ракеты из ТПК на его днище установлено энергетическое устройство. Направление ракеты при движении осуществляется опорно-ведущими поясами, закрепленными на ее корпусе. ТПК снабжен двумя ложементными опорами с боковыми горизонтальными платформами. Каждая из платформ шарнирно соединена с двумя парами кареток, установленных на рельсовые направляющие, закрепленные на грузовом полу самолета-носителя. Часть рельсовых направляющих выполнена облегченной и съемной. Направляющие под каретками закреплены стационарно на грузовом полу самолета-носителя и имеют силовые боковые стенки, на которых смонтированы устройства фиксации кареток в продольном и поперечном направлениях. Снижаются влияние деформаций грузового пола на ракету и уровень нагружения корпуса при десантировании.1. The invention [1. Patent 2401408 RU, IPC F41F 3/06. Aircraft launcher for launching space ballistic missiles / Yu.S. Aldakushev, E.Yu. Bukrina, V.M. Denisov, V.I. Murashev, A.P. Shalnev. - Publ. 10/10/2010] relates to aerospace engineering and can be used to land ballistic missiles from an airplane. An aircraft launcher for launching ballistic missiles comprises a transport and launch container (TPK) mounted on the cargo floor of the carrier aircraft with a bottom and an open end oriented toward the tail of the aircraft. To push a rocket out of the TPK, an energy device is installed on its bottom. The direction of the rocket during movement is carried out by supporting-leading belts fixed on its body. TPK is equipped with two lodgement supports with horizontal lateral platforms. Each of the platforms is pivotally connected to two pairs of carriages mounted on rail guides mounted on the cargo floor of the carrier aircraft. Part of the rail is made lightweight and removable. The guides under the carriages are fixed stationary on the cargo floor of the carrier aircraft and have power side walls on which carriage fixation devices are mounted in the longitudinal and transverse directions. The effect of cargo floor deformations on the rocket and the loading level of the hull during landing are reduced.
Недостаток данного изобретения в части раскрепления ТПК заключается в том, что ложементные опоры предназначены для одного конкретного ТПК и не могут использоваться для ТПК, имеющего другой диаметр.The disadvantage of this invention in terms of unfastening TPK is that the lodgement supports are designed for one specific TPK and cannot be used for TPK having a different diameter.
2. Изобретение [2. Патент 2353850 RU, МПК F16M 11/00; В60Р 3/11. Ложементная опора для транспортировки длинномерных нежестких и невибростойких грузов / Г.А. Павлов, В.И. Куприянов, М.В. Гаврилов. 27.04.2009] относится к средствам опирания длинномерных нежестких и невибростойких грузов при их транспортировке по автомобильным и железным дорогам. Опора выполнена в виде ложемента с упругой прокладкой под перевозимый груз, размещенный на опорном основании транспортного средства и связанный с последним пневмогидравлическими подрессоривающими опорами. Устройство для регулирования жесткости включает в себя источник давления газа, газораспределительное устройство, магистрали связи баллонов высокого и низкого давления с установленным в ней компрессором перекачки газа; разветвляющуюся магистраль связи источника давления с газовыми полостями баллонов с установленными в ней датчиком давления и нормально закрытым электропневмоклапаном. Блок управления связан с датчиком давления и управляет работой газораспределительного устройства, электропневмоклапана и компрессора. Устройство для регулирования демпфирования включает в себя два дроссельных устройства с регулируемым гидросопротивлением, установленных соответственно в гидравлических магистралях, и указанный блок управления работой дроссельных устройств, снимающий с них сигналы о текущих значениях гидросопротивления. Регулирование жесткости опоры осуществляется за счет повышения или уменьшения давления в газовых полостях газожидкостных баллонов, а демпфирование - за счет уменьшения или увеличения площади проходных сечений дроссельных устройств.2. The invention [2. Patent 2353850 RU, IPC
Недостаток данного изобретения заключается в том, что ложементы предназначены только для транспортирования и не могут применяться на ПУ. Также недостатком является то, что ложемент не универсален под грузы различных диаметров.The disadvantage of this invention is that the lodgements are intended only for transportation and cannot be used on PU. Another disadvantage is that the lodgement is not universal for loads of various diameters.
3. Изобретение [3. Патент 2455202 RU, МПК B64F 1/32. Устройство для транспортировки, подъема и подвески грузов на летательный аппарат / С.Е. Долганов, Г.А. Румянцев, С.С. Плющ. - Опубл. 10.07.2012] относится к средствам наземного обслуживания авиационной техники, в частности к средствам для транспортировки, подъема и подвески грузов на летательный аппарат. Устройство содержит тележку с рамой и разъемно установленное на тележке грузоподъемное устройство, которое снабжено универсальным ложементом и тросовой системой, соединенной с узлами подвески летательного аппарата и лебедкой. Тросовая система выполнена с выравнивающим балансиром, отклоняющими роликами и наконечниками для соединения с узлами подвески. Один из блоков тросовой системы, выполняющий функцию выравнивающего балансира, снабжен вмонтированным в него роликом, а второй блок установлен шарнирно на штанге лебедки и снабжен осью и роликом. Ложемент выполнен в виде дисков, шарнирно закрепленных в проушинах основания ложемента с возможностью их переустановки и фиксации. Диски выполнены с углублениями разных диаметров для обеспечения контакта с ними разных грузов соответствующих диаметров. Достигается обеспечение различных схем подъема в зависимости от требуемой грузоподъемности, возможность подвески грузов увеличенной массы и разного диаметра без замены ложемента, упрощение конструкции узлов подвески грузов.3. The invention [3. Patent 2455202 RU, IPC
Недостатками данного изобретения являются слабая система фиксации ракеты от поперечных перемещений и невозможность его использования на ПУ.The disadvantages of this invention are the weak system for fixing the rocket from lateral movements and the inability to use it on PU.
4. Наиболее близкой к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является корабельная пусковая система [4. Патент 2529252 RU, МПК 2006.01 F41F 3/042. Корабельная пусковая система / В.И. Глазатов, В.Г. Долбенков, В.В. Никифоров, В.Ф. Потапов. - Опубл. 27.09.2014. Бюл. №27], содержащая пусковую установку в виде контейнера с крышкой и опорным фланцем, каркас с гнездами, нижние, верхние и промежуточные основания с ячейками, транспортно-пусковые стаканы (ТПС) (контейнеры), средства крепления ТПС, устройство герметизации, резинокордную оболочку, средства продольной и поперечной амортизации каркаса, нуль-установители, упоры, фундаменты контейнера, исполнительный гидроцилиндр, шток, рычажный механизм, тяги, направляющий стакан, амортизаторы из эластичного материала, опорные элементы, амортизирующее устройство, механизмы автоматической стыковки донных разъемов электрических соединителей ТПС, герметизирующее уплотнение, центрирующий направляющий элемент в виде штыря, элемент в виде ромбического пальца, защитный козырек, втулку с индивидуальным герметизирующим уплотнением.4. Closest to the claimed invention in terms of essential features is a ship launch system [4. Patent 2529252 RU, IPC 2006.01 F41F 3/042. Ship Launch System / V.I. Glazatov, V.G. Dolbenkov, V.V. Nikiforov, V.F. Potapov. - Publ. 09/27/2014. Bull. No. 27], comprising a launcher in the form of a container with a lid and a supporting flange, a frame with sockets, lower, upper and intermediate bases with cells, transport launch tubes (TPS) (containers), TPS fasteners, sealing device, rubber-cord casing, means of longitudinal and transverse depreciation of the frame, zero-setters, stops, container foundations, executive hydraulic cylinder, rod, linkage, traction, guide cup, shock absorbers made of elastic material, support elements, shock absorbing devices o, automatic docking mechanisms for bottom connectors of TPS electrical connectors, a sealing seal, a centering guide element in the form of a pin, an element in the form of a rhombic finger, a protective visor, a sleeve with an individual sealing seal.
Система крепления ракет в данном изобретении обладает следующими недостатками:The rocket mount system in this invention has the following disadvantages:
- может использоваться только в корабельных ПУ;- can only be used in shipboard launchers;
- для различных размеров ракет необходимо использовать дополнительные приспособления (переходные втулки);- for various sizes of missiles, it is necessary to use additional devices (adapter sleeves);
- имеет громоздкую опорную конструкцию;- has a bulky support structure;
- размерами контейнера ограничено количество установленных ракет.- the size of the container is limited by the number of missiles installed.
Целью изобретения является создание универсального модуля фиксации ракет (УМФР) различных диаметров в составе ПУ, как мобильных, так и стационарных, а также для модернизации ракетных комплексов, состоящих на вооружении.The aim of the invention is the creation of a universal module for fixing missiles (UMFR) of various diameters in the composition of PU, both mobile and stationary, as well as for the modernization of missile systems in service.
Осуществление поставленной цели достигается установкой в УМФР четырех подвижных фиксаторов, позволяющих удерживать ракеты различных диаметров в ПУ от поперечных перемещений.The achievement of this goal is achieved by installing four movable clamps in the UFMR, which allow holding missiles of various diameters in the launcher from lateral movements.
Универсальный модуль фиксации ракет в ПУ состоит из металлического корпуса, выполненного из двух идентичных половин, шарнирно связанных между собой через ось в кронштейне и фиксируемых запорным устройством. Внутри корпуса установлена система приводов, представляющая собой набор ведущего и двух ведомых валов, на которых установлены шестерни конической зубчатой передачи. Система приводов передает движение с рукоятки, расположенной на корпусе, на четыре фиксатора, имеющих подвижные лапки. Фиксаторы выдвигаются из корпуса до диаметра укладываемой ракеты, соответствующего риске на втулке фиксатора.The universal missile fixation module in the launcher consists of a metal casing made of two identical halves pivotally connected to each other through an axis in the bracket and fixed by a locking device. Inside the housing, a drive system is installed, which is a set of drive and two driven shafts on which bevel gears are mounted. The drive system transmits the movement from the handle located on the housing to four latches with movable legs. The latches extend from the housing to the diameter of the missile to be stacked, corresponding to the risk on the retainer sleeve.
Изобретение поясняется чертежами:The invention is illustrated by drawings:
На Фиг. 1 показан УМФР в ПУ. УМФР представляет собой корпус 1, выполненный из двух идентичных половин, шарнирно связанных между собой через ось в кронштейне 2 и фиксируемых запорным устройством. Внутри корпуса 1 установлена система приводов 3 и смонтированы фиксаторы 4 с подвижными лапками.In FIG. 1 shows UFMR in PU. UMFR is a
На Фиг. 2 показана система приводов, размещенная в корпусе 1 на подшипниках 5. Система состоит из: рукоятки 6, ведущего вала 7, двух ведомых валов 8 и четырех приводов 9 фиксаторов 4. Крутящий момент с рукоятки 6 на ведущий вал 7 передается за счет червячной передачи с ведущего вала на приводы 9 фиксаторов 4 и ведомые валы 8 посредством конической зубчатой передачи. Система приводов обеспечивает синхронное выдвижение фиксаторов 4 из корпуса 1. Также возможна замена рукоятки 6 на электропривод для передачи крутящего момента на ведущий вал.In FIG. 2 shows a drive system placed in the
На Фиг. 3 показаны конструкция и работа фиксатора 4, представляющего собой втулку 10 с упорной резьбой внутри и канавкой снаружи для предотвращения вращения фиксатора 4 относительно корпуса 1 (при вращении приводов фиксаторов). На втулке 10 смонтировано коромысло 11 с двумя подвижными лапками 12, необходимыми для обхватывания ракет различного диаметра. Для контроля выдвижения фиксатора 4 под нужный диаметр ракеты на втулке 10 нанесены риски с маркировкой 13. Фиксаторы выдвигаются из корпуса до диаметра укладываемой ракеты, соответствующего риске на втулке фиксатора. Для предотвращения повреждений ракеты в местах соприкосновения на лапки предполагается установка резиновых подушек.In FIG. 3 shows the design and operation of the
На Фиг. 4 показана предполагаемая схема установки УМФР на самоходную ПУ с двумя ракетами в ТПК, имеющих одинаковые диаметры опорных поясов. УМФР в подвижной связи посредством ходовых валов 14 устанавливаются через опоры 15 на пол ПУ. Перед раскрытием верхней части корпуса 1 УМФР рукояткой 6 выдвигаются фиксаторы 4 до риски на втулке, соответствующей диаметру укладываемой ракеты, после чего верхняя часть корпуса фиксируется к нижней части.In FIG. Figure 4 shows the proposed installation scheme of the UFMR on a self-propelled launcher with two missiles in the TPK having the same diameters of the support zones. UMFR in mobile communication through the running
На Фиг. 5 изображен вариант использования в составе ПУ двух ТПК, различных по диаметру и расстоянию между опорными поясами. УМФР смещаются по ходовым валам 14 на необходимое расстояние, и повторяется работа, описанная к Фиг. 4.In FIG. 5 shows an embodiment of using two TPKs in the PU structure, different in diameter and distance between the support belts. The UMFRs are displaced along the traveling
УМФР может использоваться в составе ПУ в связке по 2 или 3 модуля для одной ракеты в зависимости от количества ее опорных поясов посредством ходовых валов, обеспечивающих перемещение модулей по продольной оси внутри контейнера ПУ.UFMR can be used as a part of PU in a bundle of 2 or 3 modules for one rocket, depending on the number of its support belts by means of running shafts, which allow the modules to move along the longitudinal axis inside the PU container.
Благодаря особенности конструкции предлагаемого УМФР изобретение обеспечивает возможность создания перспективной ПУ, универсальной по типу и количеству ракет. Данная перспективная ПУ позволит в короткие сроки без дополнительного оборудования сменить тип ракет или одновременно использовать разные типы ракет, тем самым расширяя возможности ее боевого применения. Вместе с этим использование изобретения повышает потенциал модернизации перспективной ПУ и упрощает ее обслуживание.Due to the design features of the proposed UFMR, the invention provides the possibility of creating a promising launcher, universal in type and number of missiles. This promising launcher will allow in a short time without additional equipment to change the type of missiles or at the same time use different types of missiles, thereby expanding the capabilities of its combat use. Along with this, the use of the invention increases the potential for modernization of promising PU and simplifies its maintenance.
Универсальный модуль может быть выполнен с использованием стандартного оборудования и материалов отечественного производства, что соответствует критерию «промышленная применимость».The universal module can be made using standard equipment and materials of domestic production, which meets the criterion of "industrial applicability".
Техническим результатом изобретения является взаимозаменяемость средств крепления ракет в ПУ различных ракетных комплексов.The technical result of the invention is the interchangeability of rocket mounts in launchers of various missile systems.
Еще одним преимуществом данного изобретения является то, что оно может быть использовано для изготовления перспективных ПУ, как самоходных, так и стационарных, а также для модернизации состоящих на вооружении ракетных комплексов.Another advantage of this invention is that it can be used for the manufacture of advanced launchers, both self-propelled and stationary, as well as for the modernization of the armament of missile systems.
Источники информацииInformation sources
1. Патент 2401408 RU, МПК F41F 3/06. Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет космического назначения / Ю.С. Алдакушев, Е.Ю. Букрина, В.М. Денисов, В.И. Мурашев, А.П. Шальнев. - Опубл. 10.10.2010.1. Patent 2401408 RU,
2. Патент 2353850 RU, МПК F16M 11/00; В60Р 3/11. Ложементная опора для транспортировки длинномерных нежестких и невибростойких грузов / Г.А. Павлов, В.И. Куприянов, М.В. Гаврилов. 27.04.2009.2. Patent 2353850 RU,
3. Патент 2455202 RU, МПК B64F 1/32. Устройство для транспортировки, подъема и подвески грузов на летательный аппарат / С.Е. Долганов, Г.А. Румянцев, С.С. Плющ. - Опубл. 10.07.2012.3. Patent 2455202 RU,
4. Патент 2529252 RU, МПК 2006.01 F41F 3/042. Корабельная пусковая система / В.И. Глазатов, В.Г. Долбенков, В.В. Никифоров, В.Ф. Потапов. - Опубл. 27.09.2014. Бюл. №27].4. Patent 2529252 RU, IPC 2006.01
5. Справочник технолога-машиностроителя. Т.2. 5-е изд., перераб. / Под ред. A.M. Дальского и др. - М.: Машиностроение, 2001. - С. 137-147.5. Reference technologist-machine builder. T.2. 5th ed., Revised. / Ed. A.M. Dalsky et al. - M.: Mechanical Engineering, 2001. - S. 137-147.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015130126A RU2613205C2 (en) | 2015-07-21 | 2015-07-21 | Launcher missile fixing universal module |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015130126A RU2613205C2 (en) | 2015-07-21 | 2015-07-21 | Launcher missile fixing universal module |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015130126A RU2015130126A (en) | 2017-01-30 |
RU2613205C2 true RU2613205C2 (en) | 2017-03-15 |
Family
ID=58453443
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015130126A RU2613205C2 (en) | 2015-07-21 | 2015-07-21 | Launcher missile fixing universal module |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2613205C2 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6230604B1 (en) * | 1997-01-14 | 2001-05-15 | United Defense, L.P. | Concentric canister launcher |
US6679503B2 (en) * | 2001-01-11 | 2004-01-20 | Yamazaki Mazak Kabushiki Kaisha | Chuck unit for machine tool |
RU2460959C1 (en) * | 2011-04-25 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Transporting-launching container |
RU2529252C1 (en) * | 2013-04-23 | 2014-09-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" | Ship launcher assembly |
-
2015
- 2015-07-21 RU RU2015130126A patent/RU2613205C2/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6230604B1 (en) * | 1997-01-14 | 2001-05-15 | United Defense, L.P. | Concentric canister launcher |
US6679503B2 (en) * | 2001-01-11 | 2004-01-20 | Yamazaki Mazak Kabushiki Kaisha | Chuck unit for machine tool |
RU2460959C1 (en) * | 2011-04-25 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Transporting-launching container |
RU2529252C1 (en) * | 2013-04-23 | 2014-09-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" | Ship launcher assembly |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2015130126A (en) | 2017-01-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
AU2010231536B2 (en) | A mobile missile launch system and method thereof | |
RU2578917C1 (en) | Automatic loading system of rockets in self-propelled launching vehicle | |
US20050230533A1 (en) | Arrangement in catapult | |
RU2736531C1 (en) | Module and carrier for rocket launching | |
US3865009A (en) | Launcher mount | |
KR102434532B1 (en) | Apparatus for launching weapon of underwater moving body | |
KR101979137B1 (en) | Device for moving and keeping ammunition | |
KR101909281B1 (en) | Ammunition hoist | |
RU2613205C2 (en) | Launcher missile fixing universal module | |
RU2568820C2 (en) | Mobile launcher system for transporting and launching missiles from transporter-launcher containers using cartridge pressure accumulators or steam-gas generators | |
RU2674542C2 (en) | Mine launcher | |
EP1117971B1 (en) | Self propelled gun | |
EA021655B1 (en) | Starting device | |
SU770890A1 (en) | Engineer v.n. andreychenko's air transporting system | |
RU96228U1 (en) | UNIFIED LAUNCHING INSTALLATION FOR REACTIVE SALVE FIRE SYSTEM | |
KR20120002813U (en) | Sliding equipment for transferring weapon in submarine | |
RU2169337C2 (en) | Self-propelled mount | |
RU2268839C2 (en) | Military crawler vehicle chassis | |
RU18300U1 (en) | TRANSPORT AND LOADING MACHINE | |
KR20140049284A (en) | Connecting device for loading weapon in submarine | |
RU2684228C1 (en) | Submarine launcher | |
CN213323756U (en) | High efficiency guided missile hanging and carrying tool | |
CN113799974B (en) | Multifunctional mechanical arm device of aerial robot | |
RU2194234C2 (en) | Transport and loading machine | |
Wiśniewski et al. | Chosen development problems of wheeled armoured transporters |