Авиационное пусковое устройство АПУ-470М

Авиационное пусковое устройство АПУ-470М предназначено для подвески, транспортировки и пуска ракет Р-27Р1, Р-27ЭР1, Р-27Т1, Р-27ЭТ1. Данные пусковые устройства размещаются на двух симметричных крыльевых точках подвески. Пусковые устройства, подвешиваемые под левую и правую плоскости самолета взаимозаменяемые. Каждое из пусковых устройств предназначено для подвески одной ракеты.

АПУ безопасно во всех условиях боевого применения и эксплуатации, а также при проверке и подготовке к применению.

Функционально АПУ-470М из следующих основных систем и механизмов:

- корпуса;

- стопорного механизма;

- механизма стыковки разъемов;

- электрической системы

- элементов системы глубокого охлаждения;

 

Основной частью конструкции АПУ-470М является корпус (рисунок 2.1), который предназначен для закрепления на нем и размещения составных элементов пускового устройства. Все составляющие части корпуса сварной конструкции, изготовлены из стали.

 

 

		Механизм стыко-вки разъемов		Система глубокого охлаждения		направляющая
	Стопорный механизм

 

Рисунок 2.1 – компоновка АПУ-470М

 

К направляющей, расположенной в нижней части корпуса, крепятся блоки, агрегата и узлы, размещенные внутри корпуса АПУ. Направляющие пускового устройства имеют два профиля: сзади - транспортный участок, на который опираются узлы подвески подвешенной на АПУ ракеты, и спереди - сходовый участок, по которому перемещаются узлы подвески ракеты на начальном этапе ее движения до схода с АПУ. Передний, средний и задний кожухи предназначены для усиления конструкции корпуса и для закрытия размещенных в корпусе блоков, агрегатов и узлов.

Внутри корпуса АПУ установлены:

- Блок защелки (стопорныймеханизм), размещенный в носовой части корпуса;

-механизм стыковки разъемов, размещенный за стопорныммеханизмом

- электропневмоклапан, расположенный в районе переднего узла подвески;

- баллон с азотом, расположенный сзади электропневмоклапана;

- два электроконтакта для подвода электрического тока к электроцепи двигателя ракеты;

- жгуты электропроводки, коаксиальный тракт и трубопровод подачи азота с разъемами.

 

Блок защелки, представленный на рисунке 2.2, предназначен для удержания ракеты на АПУ от осевых перемещений, управления уборкой электро и пневморазъемов внутрь корпуса АПУ и замыкания электроцепи поджига двигателя после расстопоривания стопорного механизма при пуске ракеты.

Корпус объединяет все элементы стопорного механизма. В нижней части корпуса сзади имеется отверстие для прохода переднего узла подвески ракеты внутрь стопорного механизма, а спереди - направляющие выступы, которые входят в соответствующие продольные пазы переднего узла подвески ракеты. В нижние пазы - при подвески ракеты Р-27Р1(Т1) и в верхние пазы – при подвески ракеты Р-27ЭР1 (ЭТ1) при креплении ракеты в стопорном механизме.

На закрепленных в корпусе двух валиках свободно вращаются левый и правый рычаги. Плечи рычагов при своем вращении сжимают подковообразную пружину. Вращение рычагов под действием подковообразной пружины при открытии защелки ограничивается выступами на корпусе.

 

	Рычаг 1

Ось2

Корпус

Пластинчатые пружины

Валик

Рычаг 2

Рычаг защелки

Стопор

Ограничительный выступ

Ось1

 

Рисунок 2.2 – Блок защелки

 

Передние плечи рычагов стопорного механизма имеют горизонтальные и вертикальные выступы. В горизонтальные выступы рычагов стопорного механизма упирается передний узел подвески ракеты. Под действием усилий от переднего узла подвески ракеты передние плечи рычагов стопорного механизма стремятся повернуться на открытие, обеспечивая проход через стопорный механизм узла подвески ракеты. От взаимного расположения горизонтальных выступов на рычагах стопорного механизма и подковообразной пружины относительно валиков зависит усилие, которое необходимо развить двигателю ракеты для раскрытия стопорного механизма. На оси 1 расположенной в отверстиях корпуса штифтами закреплен стопор и два рычага 1. При обесточенном электромагните зубья стопора заходят за вертикальные выступы рычагов стопорного механизма и не позволяют им расходиться. При срабатывании электромагнита стопор выходит из зацепления с вертикальными выступами рычагов стопорного механизма и становится возможным его раскрытие. Вместе со стопором вращаются рычаги 1 и нажимают кнопки микровыключателей. В этом положении стопор закрывает отверстие, исключая возможность установки предохранительной чеки.

При движении ракеты по направляющим АПУ под действием переднего узла подвески рычаг 2 вращается и перемещает тяги вперед. После выхода из зацепления рычага 2 с передним узлом подвески ракеты рычаг и тяги под действием пружины возвращаются в исходное положение.

Механизм стыковки разъемов (рисунок 2.3) предназначен для электрической и пневматической связи ракеты с АПУ и соответственно с электрической системой самолета, а также для автоматического разъединения и безопасной уборки внутрь корпуса АПУ электро- и пневморазъемов

 

 

Электроразъем

Пневморазъем

Рычаг 3

Корпус

Рычаг с роликом

Микровыключатель

Шток

Пружина

Рычаг 2

Ось

Рычаг 1

Каретка

Кожух

 

Рисунок 2.3 – Механизм стыковки разъемов

 

Корпус механизма стыковки разъема фигурной формы, в нижней его части имеется фланец, который винтами прикреплен к направляющей АПУ.

Каретка, рычаги 1и 3 с корпусом образуют параллелограмм и совместно с осями вращения рычагов в корпусе и в каретке, обеспечивают горизонтальное положение каретки вместе с электроразъемом приих перемещении в вертикальной плоскости. Электроразъем имеет возможность незначительного перемещения относительно каретки вперед и в боковом направлении. Перемещение вперед ограничивают пластины. Возможность перемещения разъема относительно каретки необходима при стыковке разъемов АПУ с разъемами ракеты, при пуске ракеты, а также для исключения повреждения разъемов в полете.

При отсутствии ракеты на АПУ опускание разъемов ограничивается буртиками, в которые упирается корпус электроразъема. Когда на АПУ подвешена ракета, то опускание разъемов ограничивается самой ракетой, а величина хода зависит от типа ракеты: ход разъема меньше при подвеске ракеты Р-27Р1(Т1) и больше - при подвеске ракеты Р-27ЭР1(ЭТ1). При неполной стыковке электроразъемов АПУ и ракеты исключается возможность установки предохранительной чеки в отверстие на корпусе АПУ с надписью ЗАКР. При стыковке электроразъема с ракетой одновременно происходит стыковка и пневморазъема. Во всех случаях, если на АПУ не подвешена ракета, контакты электроразъема закрываются крышкой, которая крепится к корпусу электроразъема двумя винтами, а пневморазъем закрывается специальным колпачком.

return false">ссылка скрыта

Электросистема является переходным звеном от самолета к ракете и выполняет следующие функции:

- подачу в ракету сигналов в зависимости от режима работы СУО;

- блокировку электрических цепей пуска при наземной подготовке, а также в полете, до готовности ракеты к пуску;

- управление системой подачи азота для охлаждения тепловой ГСН.

Эти функция обеспечивают следующая совокупность устройств: блок коммутации, блок резисторов, блок диода, электромагнит, пневмоэлектроклапан, переключатель, два электроконтакта, блок микровыключателя механизма стыковки разъемов, два микровыключателя стопорного механизма, электрожгут.

Система глубокого охлажденияпредназнечена для охлаждения тепловой ГСН, обеспечивает подвод азота к пневморазъему ракеты и состоит из: баллона с установленным на нем зарядным клапаном; перепускным клапаном и манометром; пневмоэлектроклапана; трубопровода; пневморазъема.

 

 

2.3 Авиационное пусковое устройство АПУ-73-1Д

 

Авиационное пусковое устройство АПУ-73-1Д (рисунок 2.4) предназначено для размещения, надежного закрепления, транспортировки до точки пуска и пуска ракеты Р-73Э.

АПУ-73-1Д представляет собой автономную систему, содержащую всю необходимую аппаратуру и механизмы для подготовки и пуска ракеты Р-73Э.

		Стопорный механизм
	Передний обтекатель

 

Винт

Баллон

Захват

Винт

 

Рисунок 2.4 – Компоновка АПУ-73-1Д

 

В состав АПУ-73-1Д входят следующие блоки и механизмы:

- стопорный механизм;

- механизм поджатия разъема РПКМ;

- механизм среза жгута;

- элементы системы глубокого охлаждения;

- электросистема

Стопорный механизм,представленный на рисунке 2.5, предназначен для фиксации ракеты на направляющих АПУ; обеспечения схода ракеты с заданным усилием; блокировки цепи запуска двигателя при наземной эксплуатации.

Стопорныймеханизм состоит из корпуса, на котором установлены узлы и детали, обеспечивающие удержание ракеты на направляющих от перемещения вперед и назад, прохождение команды на запуск двигателя ракеты через контакты запуска двигателя (КЗД), тарированное поджатие пружины гайкой усилие схода ракеты и блокировку цепи запуска двигателя ракеты приназемной эксплуатации.

На корпусе стопорногомеханизма установлены пластины антивибраторов, обеспечивающие уменьшение вибраций ракеты в пределах зазора между передним узлом крепления и верхней плоскостью направляющих пилона пускового устройства, и рычаги, возвращающие антивибраторы в исходное положение при подвеске ракеты. На стенках закреплены концевые выключатели, замыкающие цепь запуска двигателя ракеты при открытии стопорного механизма. На кронштейне установлены концевые выключатели, размыкающие цепь запуска двигателя ракеты при вставленной чеке, и электроклапан системы охлаждения ракеты. К электроклапану подсоединен трубопровод подачи азота в систему охлаждения.

 

 

					Задний упор
	Электроразъем

 

Рисунок 2.5 – Стопорный механизм

 

При подаче постоянного электрического тока напряжением 27В на электромагнит, защелка поднимается и через рычаг нажимает кнопки микровыключателей, обеспечивающих прохождение электрической команды на КЗД. Вторая пара нормально замкнутых контактов микровыключателя используется для выдачи на борт индикации закрытого положения замка. При этом защелка освобождает шток и не препятствует открытию замка. Под действием тяги двигателя скос переднего узла крепления ракеты нажимает ролик, в результате чего обе тяги, преодолевая усилие пружины, складываются. Ролик поднимается и не препятствует сходу ракеты. Величина поджатия пружины регулируется гайкой, обеспечивая заданное усилие схода ракеты. При сходе ракеты ее передний узел крепления, упираясь в упоры пластин антивибраторов, перемещаетих вперед, и под действием усилия пружины пластины поджимаются вверх и удерживаются в верхнем положении, обеспечивая свободный проход второго и третьего узлов крепления ракеты. После схода ракеты пружина возвращает тяги с роликом в исходное положение. После отключения питания с электромагнита защелка опускается и вновь стопорит шток электромагнита.

Механизм поджатия разъема РПКМ(рисунок 2.6) обеспечивает стыковку установленной на корпусе механизма вилки электроразъема ракеты с пусковым устройством, а также фиксацию подстыкованной вилки электрожгута ракеты. Корпус механизм поджатия разъема РПКМ крепится к корпусу пускового устройства. На корпусе установлена розетка разъема РПКМ электрожгута АПУ.

 

Рисунок 2.6 – Механизмы поджатия разъема и среза жгута

 

Для осуществления стыковки АПУ с ракетой необходимо рычаг перевести в верхнее положение, при этом ползуны за счеткинематики переместятся в крайнее левое положение, а валики вилки электроразъема ракеты ввести в ловители механизма и вручную продвинуть вилку вперед до захода направляющих штырей розетки в ответные отверстия вилки. При этом ползуны отжимаются вверх за счет наклонных плоскостейи, возвращаясь вниз после продвижения валиков, фиксируютих в своих гнездах под действием пружин. После нажатия рычага вниз по стрелке ползуны перемещаются в крайнее правое положениеи подтягивая вилку за валики, стыкуют разъем. При состыкованном разъеме рычаг занимает положение, при котором пружина прижимает рычаг вниз, осуществляя контровку положения рычага.

Механизм среза жгута(рисунок 2.6) обеспечивает удержание обоймы срезного устройства электрожгута, соединяющего электроцепи ракеты и пускового устройства, удержание обоймы во время схода ракеты и уборку обоймы внутрь переднего обтекателя после среза жгута. При подвеске ракеты поворот захвата, соединяемого с обоймой ракеты, осуществляется вручную поворотом с помощью специального ключа, устанавливаемого в гайку. После среза жгута захват вместе с обоймой, удерживаемой защелкой, под действием усилия пружин откидывается вверх до упора к амортизатору.

Система глубокого охлаждения предназначена для подачи азота через пневморазъем для охлаждения тепловой головки самонаведения ракеты.

При эксплуатации производится дозаправка баллона до рабочего давления в соответствии с графиком зарядки баллона, в зависимости от температуры окружающей среды.

Электросистемавключает в свой состав систему электропитания СЭП-72М, формирующая необходимые виды электроэнергии и блока управления пуском БУП-72, предназначенного для выда­чи на ракету команд подготовки, контроля готовности к пуску и пусковых команд.

2.4 Блок Б-13Л

Блок Б-13Л, являясь многопозиционным пусковым устройством трубчатого типа, предназначен для размещения, надежного закрепления, транспортировки и пуска ракет типа С-13. Блок обеспечивает боевое применение как корректируемых ракет типа С-13Л, так и неуправляемых ракет типа С-13 различных модификаций.

В качестве составляющих блок как пусковое устройство содержит силовую часть (корпус) с узлами подвески и элементами системы стабилизации блока на держателе, устройства фиксации ракет в направляющих блока, элементы системы обеспечения температурных условий транспортировки ракет и системы управления оружием.

Корпус блока (рисунок 2.7) состоит из переднего и заднего обтекателей, переднего, центрального и заднего отсеков, четырех усиливающих дисков и пяти труб - направляющих для размещения ракет. Для придания жесткости корпусу блока усиливающие диски установлены на торцах отсеков и обеспечивают соединение между собой соответствующих обтекателей и отсеков. Для этой же цели служат направляющие, которые пропускаются через отверстия усиливающих дисков.

Передний обтекатель придает блоку аэродинамическую форму, его головная часть для обеспечения возможности замены теплоизоляционной прокладки, закрывающей направляющие с ракетой, выполнена подвижной и может перемещаться вперед на расстояние до 175мм. Для этого на переднем усиливающем диске закреплена штанга, служащая опорой обтекателю при его перемещении. В носке обтекателя, кроме того, размещен специальный винтовоймеханизм со стопором, обеспечивающий возможность фиксации обтекателя в закрытом положении и перемещения его вперед при замене прокладки.

На корпусе центрального отсека установлены два рым-болта, предназначенные для подвески блока на несущие рычаги замка, ШР. Для электрической связи блока и ракет с СУО, передняя и задняя опоры, которые совместно с ухватами обеспечивают фиксацию блока относительно держателя, а также специальные пиротехнические устройства - передний и задний пиромеханизмы, предназначенные для принудительного отталкивания блока от держателя при аварийном его сбросе. Каждый пиромеханизм состоитиз двух пирозатворов, двух пиропатронников, пирокамеры и толкателя. Пирокамеры соединяют пиропатронники с толкателями, смонтированными в передней и задней опорах.

Функции стопорного механизма в блоке выполняют затвор совместно с монтажным блоком, которые обеспечивают надежное удержание ракет в направляющих. Монтажный блок препятствует перемещению ракет в направлении пуска, так как в его поверхность упираются буртики контактных втулок ракет, а затвор, закрывая тыльную часть блока, удерживает ракеты от перемещения назад. В процессе транспортировки и хранения ракет до снаряженияих в блок в целях безопасности на контактную втулку надета специальная шунтирующая заглушка, сама втулка крепится на стакане, закрывающем систему стабилизации и сопловой блок ракеты. Крепление стакана к ракете осуществляется путем завальцовки его переднего торца в кольцевую канавку хвостовой части корпуса двигателя ракеты. Затвор выполнен в форме диска с пятью отверстиями для направляющих ракет, шестью фигурными отверстиями для крепления затвора в блоке, двумя ручками с фиксаторами и центральным отверстием для блока контактов. Для снятия затвора необходимо в обеих ручках утопить штоки, вывести фиксирующие штифты из зацепления, повернуть ручки на 180° и застопоритьих в канавках. Одновременно с этим выводятся из зацепления с фиксаторами края специальных отверстий затвора. Вращая затвор за ручки против часовой стрелки, вывести края фигурных

 

отверстий из зацепления со штырями заднего обтекателя блока. Установка затвора на блок производится в обратной последовательности.

Коммутатор каналов представляет собой релейно-контактную схему, размещенную в специальной коробке, имеющей шесть ШР, которые предназначены для подключения разъемов блока предохранительных выключателей, монтажного блока при организации одноканального (для ракет С-13Л) и многоканального (для ракет С-13) пуска ракет и узла контактов.

Блок предохранительных выключателей обеспечивает блокировку цепей пуска ракет и срабатывания пиропатронов в процессе технической эксплуатации блока Б-13Л на земле. При установке предох­ранительной чеки в специальное гнездо блока указанные электрические цепи блока размыкаются. Перед вылетом самолета предохранительная чека вынимаетсяиз блока.

Монтажный блок коммутирует на узел контактов импульсы электрического тока, предназначенные для электровоспламенителей ракет при их пуске, и формирует электрические сигналы наличия ракет с помощью кольцевых контактов, расположенных в контактных муфтах каждой направляющей блока. Кольцевые контакты замыкаются при наличии ракеты в направляющей блока, в результате чего формируется соответствующий сигнал. Конструктивно монтажный блок выполнен в виде диска с пятью отверстиями для контактных муфт, размещаемых соосно с направляющими блока и узлом контактов в центре.

Узел контактов предназначен для передачи исполнительных импульсов на электровоспламенители ракет приих пуске и состоит из флажка с вставленным в него корпусом, пятью парами подвижных контактов (в каждой паре один контакт минусовой, второй контакт - плюсовой), которые установлены в пазах корпуса и подпружинены. При снаряжении ракет в направляющие блока подвижные контакты под действием пружин плотно прижимаются к соответствующим контактам ракеты, образуя электрическую цепь с ее воспламенителем.