Основные технические данные ПУ
Тип пускового устройства………………………………………..Трубное
Тип стыковки с ракетой…………………………..Электромеханическая
Тип системы запуска ракеты……………………………..Электрический
Напряжение в электроцепи, В…………………………………..27 ± 10%
Габаритные размеры, мм
Длина…………………………………………………………….2839
Ширина……………………………………………………………370
Высота…………………………………………………………….460
Положение центра масс ПУ относительно оси подвески
(в сторону замка), мм…………………………………………………..649
Масса, кг………………………………………………………………….65
Пусковые устройства О-25Л взаимозаменяемы по местам стыковки с ракетой и местам подвески на держатель самолета. При замене систем на держателе самолета дополнительной пристрелки не требуется.
Состав
Пусковое устройство О-25Л (рис. 24) представляет собой трубное устройство сборной конструкции, включающее в себя следующие основные узлы и элементы:
· трубу в сборе 14;
· элементы подвески 13, 18, 21, 22;
· замок 25;
· электроцепь 2, 4, 5, 8, 12, 17;
· элементы уплотнения 31 - 34.
Лист 1
Лист 2
Лист 3
Рис. 16. Пусковое устройство О-25Л: 1 – заглушка; 2 – розетка 2РМТ30; 3, 16, 26, 31 – крышки; 4 – жгут подключения штанги; 5 – вилка РС7Т; 6 – панель; 7, 27, 32, 37, 38, 41, 48, 51 – винты; 8 – резистор; 9 – втулка; 10 – гайка; 11 – труба; 12 – жгут ПУ; 13 – упор передний; 14 – труба в сборе; 17 – вилка 2РМТ42; 18 – рым-болт; 19, 20 – стаканы; 21 – опора; 22 – упор задний; 23 – прокладка теплоизоляционная; 24, 36, 49 – болты; 25 – замок; 28 – бобышка; 29 – шуруп; 30 – обшивка задняя; 32 – накладка; 34 – проволока; 35 – втулка; 39 – шпангоут; 40 – насадок; 42 – кольцо распорное; 43 – брусок; 44 – сухарь; 45 - хвостовик рычага; 46 – обшивка цилиндрическая; 47 – профиль; 50 – хомут; 52, 53, 54, 55 – контрольные полосы
Труба в сборе
Труба в сборе служит для размещения пакеты при хранении и транспортировке, является направляющей при пуске и силовым элементом конструкции, состоящим из следующих основных узлов: трубы 11, каркаса профиля 47, обшивки 30, 46.
Основой конструкции является цилиндрическая труба 11 из алюминиевого сплава с профильным отверстием под замок.
На трубу надет жесткий каркас, состоящий из шести поперечных металлических хомутов 50, семи продольных деревянных брусков 43, установленных на выступы хомутов, и шпангоута 39, охватывающего бруски по переднему торцу. Шпангоут склеен из фанеры в виде разрезного кольца.
На третий и четвертый хомуты в верхней части установлены четыре сухаря 44, создающие жесткую опору под ухваты балочного держателя.
Вдоль трубы сверху к площадкам хомутов 50 болтами 24 прикреплен профиль 47 коробчатого сечения, обеспечивающий совместно с каркасом необходимую жесткость конструкции. Между профилем и хомутами проложены теплоизоляционные прокладки 23. Задний торец профиля 47 закрыт деревянной бобышкой 28, закрепленной шурупами 29. На профиле выполнено два лючка: передний лючок с крышкой 3 на винтах 37, 38 - для доступа к элементам электроцепи, задний лючок с крышкой 26 на винтах 27 - для установки замка. Для крепления обшивки, элементов подвески, замка, крышек лючков и элементов электроцепи на профиле имеется ряд гладких и резьбовых отверстий.
При использовании ракеты С-25-ОФМ в качестве составной части ракеты С-25Л на профиль ПУ О-25Л устанавливается штанга, закрепляемая болтами через втулки 9 с гайками 10 и электрически соединяемая с розеткой 2, а на крышку 26 устанавливается стабилизатор, закрепляемый на винтах 27 с помощью профильных пазов.
В отверстия под рым-болтами запрессованы стаканы 19, 20 с внутренней резьбой. В зоне отверстий установлены распорные втулки, упрочняющие профиль.
На наружный контур каркаса и полки профиля установлена металлическая обшивка. Воздушное пространство между обшивкой и трубой 11 служит теплоизолирующей прослойкой, обеспечивающей снижение влияния кинетического нагрева. Форма обшивки создает хорошо обтекаемую поверхность ПУ. Обшивка включает в себя обшивку цилиндрическую 46, обшивку заднюю 30 и передний штампованный насадок 40.
Общивка через бруски 43 и шпангоут 39 прикреплена к хомутам 50 болтами 49 и к профилю 47 винтами 48.
В нижней части обшивки около переднего и заднего хомутов имеются два дренажных отверстия.
Элементы подвески
На пусковом устройстве установлены элементы подвески: два рым-болта 18, передний упор 13, задний упор 22, опоры 21. Два рым-болта предназначены для подвески авиационной системы на замок держателя самолета.
Рым-болт (рис. 17) является сборным узлом, состоящим из стакана 1, гайки 2, рым-болта 3, шариков 4, штифтов 5 и кольца 6.
Гайка 2 установлена в стакан 1 и соединена с ним шариками 4, заполняющими общую кольцевую проточку и уменьшающими трение при вращении гайки. В резьбу гайки ввинчена резьбовая часть рым-болта, на которой имеются два продольных паза. Пазы рым-болта совмещены с соответствующими пазами стакана и в них заложены два штифта 5, исключающие вращение рым-болта и ограничивающие его вертикальное перемещение при вращении гайки.
Рис. 17. Рым-болт: 1 – стакан; 2 – гайка; 3 – рым-болт; 4 – шарик; 5 – штифт; 6 – кольцо
Вращением гайки 2 обеспечивается осевое перемещение рым-
болта вверх или вниз относительно стакана и гайки, необходимое
при подвеске на держатель.
Рым-болт в сборе наружной резьбой стакана 1 ввинчен на клею в ответную резьбу стаканов 19, 20 (рис. 16), запрессованных в профиль.
При подвеске системы на держатель рым-болты подтягиваются тарированным ключом с Мкр = 240 кгс·см, имеющимся в ЗИП самолета.
Для фиксации подвешенного на держатель ПУ от перемещений на профиле 47 установлены передний 13 и задний 22 упоры, совмещающиеся с ответными узлами держателя. Передний упор 13 предотвращает перемещение подвешенной системы в продольном и поперечном направлениях, а задний упор 22 - только в поперечном.
Дополнительная фиксация ПУ от поперечных перемещений осуществляется резьбовыми упорами переднего и заднего ухватов держателя БДЗ-У или упорами заднего ухвата держателя БДЗ-57М. На обшивке ПУ установлены две опоры 21, к которым поджимаются резьбовые упоры заднего ухвата держателя БДЗ-57М.
Опоры через обшивку прикрепляются винтами 51 к сухарям 44.
Замок
Замок 25 обеспечивает крепление ракеты в трубе ПУ при хранении, транспортировке, подвеске на держатель самолета и на всех режимах полета, а также гарантированное освобождение ракет от фиксации при выстреле. Замок размещен в заднем лючке профиля 47 и закреплен двумя болтами 36, ввинченными в резьбовые втулки 35, смонтированные на профиле.
Замок (рис. 18) состоит из следующих основных деталей: корпуса 1, стопора 2, стержня 8, рычага 13, осей 3, 7, 12, пружин 5, 10, штифта 11.
Корпус 1 - несущая деталь замка, на которой смонтированы все его элементы. На корпусе имеются два отверстия 6 под болты, крепящие замок в профиле и два выступа 14 для фиксации ракеты от поворота.
Стопор 2 удерживает ракету в трубе ПУ от осевых перемещений в направлении полета, нижний выступ корпуса замка препятствует перемещениям ракеты назад. Два боковых выступа 14 на корпусе замка исключают вращение ракеты в трубе ПУ.
Рычаг 13 служит для фиксации стопора 2 при закрытом положении замка и для открывания замка при пуске ракеты.
Стержень 8 - опорный элемент, удерживающий стопор при закрытом положении замка.
Пружина 5 выбирает люфты механизма замка.
Пружина 10 фиксирует рычаг 13 в открытом положении после запуска двигателя ракеты.
Штифт 11 контрит механизм замка в закрытом положении, предупреждая срабатывание при транспортировке и служебном обращении.
Рис. 18.Замок: 1 – корпус; 2 – стопор; 3, 7, 12 – оси; 4 – винт; 5, 10 – пружины; 6 – отверстие; 8 – стержень; 9 – заклепка; 11 – штифт; 13 – рычаг; 14 – боковой выступ
Работа замка
При закрытом положении замка стопор 2 входит в паз на сопловом блоке ракеты и фиксируется в этом положении сидящем на оси 7 стержнем 8, задний конец которого упирается в опорную поверхность рычага 13, зафиксированного от поворота на оси 12 штифтом 11.
При запуске ракеты пороховые газы, истекающие из двигателя, давят на хвостовик рычага 13, расположенного против сопла. При приложении к рычагу усилия 180±25 кгс штифт 11 срезается, рычаг 13 поворачивается на оси 12 и его опорная поверхность освобождает от упора стержень 8, снимая фиксацию со стопора 2. Рычаг 13 фиксируется в откинутом положении пружиной 10.
Под действием тяги двигателя ракеты выступ соплового блока давит на стопор 2, который поворачивается на оси 3 вместе с осью 7, толкая освобожденный стержень 8 назад, и выходит из зацепления с ракетой. Замок раскрыт, ракета освобождена для полета.
В случае заклинивания рычага 13 в аварийной ситуации раскрытие замка обеспечивается запасным срезным звеном - осью 7. При достижении тяги двигателя 4300 ± 500 кгс стопор 2, поворачиваясь на оси 3, срезает ось 7 и освобождает ракету.