АВИАЦИОННОЕ КАТАПУЛЬТНОЕ УСТРОЙСТВО Российский патент 2000 года по МПК B64D1/04 F41F3/06 B64D7/08 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для применения на различных типах самолетов для транспортирования и принудительного отделения (катапультирования) ракет.

Известно авиационное катапультное устройство, содержащее систему для запирания на неподвижных узлах крепления груза, подвешенного под самолетом, которая имеет пару шарнирных крюков, захватывающих элементы подвески, расположенные на верхней части груза, и фиксированные опорные элементы, которые при контакте с грузом расклинивают его, при этом система имеет устройство для запирания груза. Это устройство для запирания груза содержит пару кривошипных рычагов, каждый из которых шарнирно соединен с фиксированной точкой подвесного устройства. Каждый крюк шарнирно связан с первым плечом соответствующего коленчатого рычага. Один конец винтового натяжного устройства шарнирно связан с вторым плечом кривошипного рычага, а противоположный его конец шарнирно связан с вторым плечом второго кривошипного рычага указанной пары. Под действием натяжного устройства происходят одновременное прямолинейное перемещение вверх каждого крюка, обеспечивающее захват грузом подвесного устройства, и равномерное распределение усилий на каждый крюк, пат. США 4202576, B 64 D 1/02,1980.

Недостаток данного катапультного устройства, как и других аналогичных устройств крепления грузов под летательным аппаратом (пат. США 4318561, B 64 D 1/02, 1982; пат. США 4416437, B 64 D 1/02, 1983), заключается в том, что они имеют ограниченные зоны размещения на самолете и могут использоваться только для грузов с захватными ушками.

Известно другое авиационное катапультное устройство с принудительным сбросом ядерного боеприпаса, имеющее держатель боеприпаса. Боеприпас имеет несколько ушков или бугелей, при помощи которых боеприпас разъемно связывают с держателем. Держатель с принудительным сбросом боеприпаса имеет устройство для разъемного крепления отделяемого ядерного боеприпаса с помощью ушков или бугелей боеприпаса. Это крепежное устройство содержит два противоположных крюка, форма и размеры которых обеспечивают разъемный захват ушков или бугелей ядерного боеприпаса. Крепежное устройство содержит рычажный механизм с соответствующими размерами и конфигурацией, расположенный между противоположными крюками и связывающий их так, что при любом перемещении рычажного механизма происходит одновременное срабатывание крюков. С соединительным рычажным механизмом связано устройство для перемещения рычажного механизма с целью одновременного приведения в действие крюков, которые смещаются вниз, закрываются и тем самым разъемно захватывают ушки или бугели боеприпаса. При одновременном перемещении вверх крюки раскрываются, отцепляются от ушков или бугелей и освобождают боеприпас, пат. США 4049222, B 64 D 1/04, 1977.

Недостатком этого устройства, как и других устройств для пуска боеприпасов (пат. США 5257758, B 64 D 7/08, 1993; пат. США 5522566, B 64 D 1/02, 1996), помимо ограниченного применения боеприпасов только с захватными ушками, является его установка только внутри фюзеляжа самолета, тем самым исключается возможность комбинировать размещением боеприпасов на самолете и затрудняется эксплуатационное обслуживание этого устройства.

Известно авиационное катапультное устройство, содержащее корпус, пусковой механизм для крепления и отделения груза с ушками, который содержит качалку с ближней и дальней концевыми частями. Качалка может поворачиваться со стороны ближней концевой части относительно самолета между транспортным положением груза и положением катапультирования. У дальней концевой части качалки расположено устройство для крепления и отделения груза. Это устройство имеет крюк для захвата ушка груза. Крюк может поворачиваться вокруг шарнирной точки, расположенной у дальнего конца качалки, и при повороте отцепляется от ушка для освобождения груза. Кроме того, устройство содержит толкатель, связанный с правым выводящим рычагом, патент США 4440365, B 64 D 1/02, 1984.

Недостаток данного устройства, а также устройства по пат. Великобритании 2017617, B 64 D 1/00, 1979 заключается в том, что оно имеет сложную конструкцию, при этом из-за наличия большого числа кинематических звеньев оно характеризуется большими потерями на трение. Кроме того, в процессе хода катапультирования и возврата рычагов в транспортное положение требуются значительные затраты энергии.

Известно устройство подвески и сбрасывания груза, которое содержит переднюю и заднюю направляющие, предназначенные для удерживания соответственно переднего и заднего бугелей груза. Направляющие соединены между собой жесткими элементами и образуют подвижную часть, которая может перемещаться по продольным направляющим несущего корпуса. Внутри корпуса имеются неподвижные и защелкиваемые упоры, которые взаимодействуют с грузом, препятствуя его перемещению в любом направлении в положении подвески. Перемещение подвижной части в направляющих освобождает груз, обеспечивая его сбрасывание, пат. Франции 2616123, B 64 D 1/04, 1988.

Недостаток известного устройства, как и пускового устройства для несения и пуска снарядов по пат. ЕР 0039391, B 64 D 1/02, 1981, заключается в том, что их зоны применения на самолете ограничены, они не могут устанавливаться под фюзеляжем в районе воздухозаборника самолета, т.к. после пуска ракеты (снаряда) ее факел, попадая в воздухозаборник самолета, может вызвать заглохание двигателя. В случае размещения пускового устройства под крылом накладываются определенные геометрические ограничения по расстоянию между однотипными пусковыми устройствами. Иначе воздействие факела от работающего двигателя ракеты после ее старта может вывести из строя соседнюю ракету.

Настоящее изобретение направлено на решение технических задач по улучшению аэродинамических характеристик авиационного катапультного устройства, по снижению энергозатрат в ходе катапультирования ракеты при одновременном повышении надежности удержания ракеты в транспортном положении и в процессе ее выведения, обеспечение заданных параметров отделения ракеты и получение возможности использования одних и тех же катапультных устройств на разных типах авиационной техники как на самолетах, так и на вертолетах.

Сущность изобретения заключается в том, что авиационное катапультное устройство содержит силовой корпус и размещенные в нем механизм принудительного отделения ракеты, механизм для удержания ракеты и привод принудительного отделения ракеты, механизм бортового разъема, электроавтоматику, при этом указанный привод выполнен комбинированным, состоящим из тактического пневмопривода и одноразового пиротехнического привода, в верхней части корпуса выполнены ниши узлов подвески катапультного устройства на самолет, свободные из которых закрыты крышками, а силовой корпус выполнен съемным прямоугольного сечения с боковыми полуцилиндрическими гаргротами, при этом его передняя часть закрыта обтекателем с арочным сечением двойной кривизны, а его хвостовая часть закрыта обтекателем конусно-цилиндрической обтекаемой формы с раскрывающимися створками, высота корпуса равна половине диаметра ракеты, ширина корпуса равна примерно 0,3 калибра ракеты. Привод принудительного отделения ракеты снабжен подпитывающим баллоном для компенсации утечек воздуха, а тактический пневмопривод выполнен со встроенным электроклапаном и связан с одноразовым пиротехническим приводом рабочими магистралями.

Кроме того, механизм для удержания ракеты выполнен в виде шарнирно-рычажного параллелограммного механизма, состоящего из шарнирно закрепленного на заднем выводящем рычаге переднего упора в виде двуплечего рычага, верхнее плечо которого соединено с тягой, и заднего упора, шарнирно закрепленного на переднем упоре, ось которого выдвинута назад на величину длины бугеля ракеты.

Наличие в катапультном устройстве встроенного в съемный корпус комбинированного привода позволяет обеспечить катапультирование ракеты с незначительными потерями энергии, т. к. при катапультировании сжатие воздуха в пневмоцилиндре незначительно, и надежный возврат выводимого механизма в исходное положение после катапультирования при действии значительных аэродинамических нагрузок, т. к. при торможении рычагов происходит значительное сжатие воздуха и получаемое при этом давление воздуха в пневмоцилиндре обеспечивает возврат выводимого механизма, т.е. в ходе катапультирования сведены к минимуму затраты энергии на ее аккумуляцию в средствах возврата механизма катапультирования в исходное положение.

Механизм для удержания ракеты относительно съемного корпуса катапультного устройства позволяет осуществить самопроизвольное освобождение ракеты только в конце хода катапультирования, что также приводит к снижению энергозатрат.

Выбранные длины выводящих рычагов и углы их поворота, конструкция звеньев механизма катапультирования, диаметр пневмопривода, давление газа в нем позволяют получить заданные параметры отделения ракеты и обеспечить безопасность самолета.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображено размещение группы однотипных катапультных устройств на самолете; на фиг. 2 - кинематическая схема катапультного устройства в транспортном положении; на фиг. 3 - тоже в положении катапультирования; на фиг. 4 - кинематическая схема катапультного устройства другой модификации в транспортном положении; на фиг. 5 - тоже в положении катапультирования; на фиг. 6 - общий вид катапультного устройства; на фиг. 7 - сечения А-А, Б-Б и В-В.

Изобретение позволяет значительно расширить зоны возможного применения авиационных катапультных устройств (далее АКУ) на самолете и более эффективно использовать их.

На фиг. 1 представлены варианты схемы размещения АКУ с ракетами:
а) под фюзеляжем;
б) под воздухозаборниками или рядом с ними, не опасаясь заглохания двигателя самолета;
в) под крылом более плотно с меньшим расстоянием "К" между АКУ, которое определяется только габаритами ракеты плюс зазор безопасности между подвешенными ракетами.

Авиационное катапультное устройство (фиг. 2) содержит шарнирно закрепленные на съемном корпусе 1 передний выводящий рычаг 2, задний выводящий рычаг 3. Выводящие рычаги шарнирно соединены между собой синхронизирующей тягой 4. Кроме того, катапультное устройство содержит пневмопривод 5 со встроенным клапаном, подпитывающий баллон 6 и пиропривод 7. На корпусе 1 катапультного устройства установлен передний замково-стопорный механизм 8, 9 для удержания переднего выводящего рычага 2 в транспортном положении и задний замково-стопорный механизм 10, 11 для удержания заднего выводящего рычага в транспортном положении. Оба механизма связаны между собой синхронизирующей тягой 12. Шарнирно-рычажный параллелограммный механизм содержит передний упор 13 и задний упор 14, подпружиненные друг относительно друга. Передний упор 13 выполнен в виде двуплечного рычага и шарнирно закреплен на заднем выводящем рычаге 3 посредством оси. Верхнее плечо переднего упора 13 шарнирно связано с корпусом 1 катапультного устройства посредством тяги 15, при этом тяга 15, верхнее плечо переднего упора 13 и второе плечо заднего выводящего рычага 3 образуют параллелограммный механизм. Задний упор 14 шарнирно закреплен на переднем упоре 13, ось которого выдвинута назад на величину длины бугеля 16 ракеты.

Съемный корпус 1 катапультного устройства (фиг 6, 7) выполнен прямоугольного сечения с боковыми полуцилиндрическими гаргротами 17, при этом передняя часть корпуса закрыта обтекателем 18 арочного сечения двойной кривизны, а задняя часть закрыта обтекателем 19 конусно-цилиндрической формы.

Один из гаргротов 17а входит в систему охлаждения головки ракеты и служит магистралью для подвода сжатого воздуха от самолета к ракете. Внутри второго гаргрота 17б находится электропроводка авиационного катапультного устройства. Для уменьшения лобового сопротивления АКУ гаргроты выполнены полуцилиндрической формы.

В верхней части корпуса 1 находятся ниши 20 узлов подвески катапультного устройства на самолет, свободные узлы подвески катапультного устройства закрыты крышками 21.

Авиационное катапультное устройство другой модификации, показанное на фиг. 4, 5, отличается от рассмотренного выше устройства тем, что комбинированный привод, содержащий тактический пневмопривод 5 и аварийный пиропривод 7, выполнен единым для основной боевой работы и работы в аварийной ситуации. Такая конструкция привода позволяет упростить кинематическую схему АКУ, что приводит к уменьшению габаритных размеров и снижению веса устройства. Ракета обозначена позицией 22, рабочие магистрали - 23. Передняя часть корпуса 1 выполнена арочного сечения двойной кривизны удлинением, соответствующим удлинению головного обтекателя ракеты 22, хвостовая часть корпуса 1 выполнена конусно-цилиндрической обтекаемой формы с раскрывающимися створками 24, а высота корпуса 1 равна половине диаметра ракеты, ширина корпуса 1 равна поперечной базе бугелей ракеты и равняется примерно 0,3 калибра ракеты 22, длина корпуса 1 определяется базой L_б между бугелями и бортовым разъемом 25 с учетом обтекателей.

Авиационное катапультное устройство работает следующим образом. В транспортном положении передний 2 и задний 3 выводящие рычаги находятся в верхнем положении, показанном на фиг. 2 и удерживаются с помощью несущих крюков 8 и 10. После срабатывания электроклапана (при подаче напряжения на обмотки электромагнита) сжатый газ поступает в полость между крышкой и поршнем пневмопривода 5. Под действием газа цилиндр начинает движение. Усилие цилиндра передается на передний замково-стопорный механизм 8, 9. Стопор 9 поворачивается и расстопаривает передний несущий крюк 8. Одновременно через тягу 12 движение переднего стопора передается на задний стопор 11, который расстопаривает задний несущий крюк 10. Оба несущих крюка 8, 10 поворачиваются и выходят из зацепления с осями переднего 2 и заднего 3 выводящих рычагов. Соединенные между собой синхронизирующей тягой 4, передний 2 и задний 3 выводящие рычаги под действием усилия, создаваемого пневмоприводом 5, опускается, отталкивая подвешенную на них ракету 22. Одновременно с задним 3 выводящим рычагом поворачиваются тяги 15 параллелограммного механизма, шарнирно закрепленные в корпусе 1. Тяги 15, поворачиваясь, удерживают упоры 13 параллелограммного механизма на заднем бугеле ракеты 22 в течение всего хода катапультирования, фиксируя тем самым ракету 22 в продольном направлении. После отделения ракеты 22 и снятия напряжения с обмоток электромагнита электроклапана выводящие рычаги 2, 3 механизма катапультирования тормозятся и останавливаются за счет перераспределения давления газа в пневмоприводе 5. Под действием усилия пневмопривода 5 выводящие рычаги 2, 3 возвращаются в исходное (транспортное) положение, отжимают несущие крюки 8, 10 и фиксируются соответствующими стопорами. При аварийном сбросе ракеты 22 напряжение поступает на пиропатрон, установленный в пирокамере пиротехнического привода 7. Пиропатрон срабатывает, газы поступают в пневмопривод 5 и процесс работы катапультного устройства происходит по схеме, описанной выше. При этом рабочие магистрали 23 используются одни и те же.

Такое выполнение изобретения улучшает аэродинамические характеристики катапультного устройства в целом, повышает надежность удержания ракеты в транспортном положении и в процессе ее катапультирования и обеспечивает заданные параметры отделения ракеты. Конструкция силового съемного аэродинамически подобного корпуса позволила улучшить аэродинамические характеристики АКУ и компактно разместить внутри корпуса все описанные функциональные механизмы.

Оптимальные условия отделения ракеты обеспечиваются при вертикальной скорости ракеты не менее 4 м/с и угловой скорости в пределах 20-30 ^o/с. Это достигается за счет подбора длин выводящих рычагов и углом их поворота примерно на 30^o, а также диаметром пневмопривода, давлением газа в нем и геометрическими размерами механизма принудительного отделения ракеты.

Изобретение предназначено для использования на летательных аппаратах в системах подвески ракет и принудительного их отделения от летательного аппарата. Устройство содержит силовой корпус и размещенные в нем механизм принудительного отделения ракеты, механизм для удержания ракеты, привод принудительного отделения ракеты, механизм бортового разъема и электроавтоматику. Привод принудительного отделения ракеты состоит из тактического пневмопривода и одноразового пиротехнического привода, связанных рабочими магистралями. В верхней части корпуса выполнены ниши узлов подвески катапультного устройства на самолет, свободные из которых закрыты крышками. Силовой корпус выполнен съемным прямоугольного сечения с боковыми полуцилиндрическими гаргротами. Его передняя часть закрыта обтекателем с арочным сечением двойной кривизны, а хвостовая часть закрыта обтекателем конусно-цилиндрической формы с раскрывающимися створками. Высота корпуса равна половине диаметра ракеты, ширина корпуса равна примерно 0,3 калибра ракеты. Выполнение устройства описанным образом позволяет улучшить аэродинамические характеристики катапультного устройства, снизить энергозатраты при катапультировании ракеты и повысить надежность удержания ракеты. 2 з.п.ф-лы, 7 ил.

1. Авиационное катапультное устройство, содержащее силовой корпус и размещенные в нем механизм принудительного отделения ракеты, механизм для удержания ракеты и привод принудительного отделения ракеты, отличающееся тем, что оно снабжено механизмом бортового разъема и электроавтоматикой, указанный привод выполнен комбинированным, состоящим из тактического пневмопривода и одноразового пиротехнического привода, в верхней части корпуса выполнены ниши узлов подвески катапультного устройства на самолет, свободные из которых закрыты крышками, а силовой корпус выполнен съемным прямоугольного сечения с боковыми полуцилиндрическими гаргротами, при этом его передняя часть закрыта обтекателем с арочным сечением двойной кривизны, а его хвостовая часть закрыта обтекателем конусно-цилиндрической формы с раскрывающимися створками, высота корпуса равна половине диаметра ракеты, ширина корпуса равна примерно 0,3 калибра ракеты. 2. Авиационное катапультное устройство по п.1, отличающееся тем, что привод принудительного отделения ракеты снабжен подпитывающим баллоном для компенсации утечек воздуха, а тактический пневмопривод выполнен со встроенным электроклапаном и связан с одноразовым пиротехническим приводом рабочими магистралями. 3. Авиационное катапультное устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что механизм для удержания ракеты выполнен в виде шарнирно-рычажного параллелограммного механизма, состоящего из шарнирно закрепленного на заднем выводящем рычаге переднего упора в виде двуплечего рычага, верхнее плечо которого соединено с тягой, и заднего упора, шарнирно закрепленного на переднем упоре, ось которого выдвинута назад на величину длины бугеля ракеты.