АВИАЦИОННОЕ ПУСКОВОЕ УСТРОЙСТВО Российский патент 2005 года по МПК B64D1/00 F41F3/06 

Изобретение относится к авиационной технике, к области устройств, предназначенных для подвески, транспортирования и боевого применения на самолетах ракетного вооружения, в частности к авиационным пусковым устройствам (АПУ).

Применение метода пуска ракет на современных самолетах-носителях продиктовано необходимостью обеспечения безопасности пуска ракет без взаимного повреждения, как самолета так и ракеты, а также преодоления аэродинамических сил.

Известно пусковое устройство рельсового типа для подвески и обеспечения пуска ракеты (Руководство по технической эксплуатации 11П-Ю8700-ОРЭ), выбранное в качестве прототипа. Это АПУ содержит силовой корпус с узлами подвески к самолет, осуществляющий силовую связь АПУ с подвешенной, направляющую, предназначенную для подвески транспортирования и пуска ракет; передний и задний обтекатели, закрывающие корпус с двух сторон.

Внутри корпуса размещается: замково-стопорный механизм, фиксирующий и удерживающий ракету; механизм отрывного разъема, обеспечивающий захват, удержание и убирание обоймы электрожгута, после его отрыва; пневмосистема, позволяющая осуществлять постоянную подачу азота на охлаждения тепловой головки самонаведения (ТГСН) ракеты.

Однако в таком АПУ из-за малой строительной высоты силового корпуса применяются ракеты лишь малого удлинения и ограничено размещение такой АПУ на самолетах.

Кроме того, пневмосистема функционирует таким образом, что в ней происходит постоянная подача азота из баллона в ТГСН ракеты для ее охлаждения, что приводит к уменьшению времени работы данной системы.

Настоящее изобретение направлено на решение технической задачи по созданию АПУ с обеспечением надежного пуска ракет, в том числе и ракет большого удлинения, а также с улучшенными эксплуатационными характеристиками за счет управления по времени подачи азота из пневмосистемы в ракету.

Поставленная задача решена тем, что в АПУ, содержащем корпус в виде полой силовой балки с узлами подвески к самолету-носителю, направляющей для схода ракеты и передним и задним обтекателями, внутри которого размещены замково-стопорный механизм, механизм отрывного разъема, электроагрегаты, электрожгут и пневмосистема, включающая баллон с азотом для охлаждения тепловой головки самонаведения ракеты, электроклапан, трубопровод и пневморазъем стыковки АПУ с пневморазъемом ракеты, отличие заключается в том, что силовая балка выполнена в виде единой сварной конструкции, внутри нее в местах подвески АПУ к самолету-носителю установлены силовые элементы, а по остальной длине - полые несиловые кожухи, причем силовые элементы делят внутреннюю полость корпуса на отдельные, расположенные на двух уровнях полости, продольные оси которых параллельны направлению схода ракеты, на верхнем уровне выполнены узлы подвески АПУ к самолету-носителю, а на нижнем размещены направляющая, замково-стопорный механизм, механизм отрывного разъема, электроагрегаты и электрожгут и выполнены арочные кронштейны для прохождения баллона с азотом пневмосистемы.

При этом в АПУ замково-стопорный механизм выполнен в виде собственного корпуса, по обе стороны которого снаружи расположены свободно вращающиеся на вертикальных осях два удерживающих рычага, и на котором шарнирно закреплены стопор и стопорный рычаг, при этом каждый удерживающий рычаг имеет передние и задние плечи, на переднем плече выполнены вертикальные выступы, между которыми расположен с возможностью перемещения выполненные на стопорном рычаге стопорный элемент, образующий совместно с этими выступами упор для удержания переднего бугеля ракеты, а задние плечи удерживающих рычагов имеют сферические выступы, взаимодействующие с установленной на корпусе подковообразной пружиной.

Кроме того, в АПУ механизм отрывного разъема выполнен в собственном корпусе, внутри которого размещена с возможностью вертикального перемещения каретка, взаимодействующая с рычагами, связанными тягами со стопорным рычагом замково-стопорного механизма, при этом каретка, рычаги и корпус образуют параллелограмм.

Вместе с тем в АПУ замково-стопорный механизм, механизм отрывного разъема и электроклапан жестко соединены между собой и размещены на внутренней поверхности направляющей для схода ракеты с образованием единого функционального блока, при этом их корпуса дополнительно скреплены накладками для жесткости.

А также в АПУ в пневмосистему дополнительно введен переключатель цепи подачи азота, выполненный в виде электроразъема, включающего соединенную с электрожгутом розетку и ответную ей вилку с расположенными на ней электрическими перемычками и связанную электрическим сигналом на включение-выключение цепи непосредственно с пультом кабины летчика. И кроме того, переключатель дополнительно снабжен заменяющей вилку заглушкой, идентичной ей по перемычкам.

Указанная выше совокупность существенных признаков позволяет достичь следующего технического результата:

- размещение ракет, в том числе и большого удлинения, за счет единого 2-уровневого сварного корпуса необходимой строительной высоты;

- улучшение эксплуатационных характеристик АПУ за счет управления по времени подачей азота (его расходом) из пневмосистемы на ТГСН ракеты.

Все вместе взятое позволяет повысить надежность пуска ракет и улучшить эксплуатационные характеристики АПУ в целом.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 показан общий вид авиационного пускового устройства в транспортном положении; на фиг.2 - силовая схема АПУ (силовые элементы корпуса, выделены толстой линией); на фиг.3 - сечение "А-А" фиг.2 по переднему узлу подвески к самолету; на фиг.4 - сечение "Б-Б" фиг.2 по заднему узлу подвески к самолету; на фиг.5 - общий вид замково-стопорного механизма; на фиг.6 - вид сверху замково-стопорного механизма; на фиг.7 - общий вид механизма отрывного разъема.

Авиационное пусковое устройство (фиг.1) состоит из силового сварного корпуса 1, замково-стопорного механизма 2, механизма отрывного разъема 3, пневмосистемы 4, электрожгута 5, переднего 6 и заднего 7 обтекателей. Тяги 8 и накладки 9 связывают замково-стопорный механизм (ЗСМ) и механизм отрывного разъема (MOP), образуя блок функциональный 10.

В корпусе 1 (фиг.2) имеются силовые кронштейны 11, обечайки 12 (фиг.3) и ребра жесткости 13 (фиг.4), образующие арку. На верхнем уровне корпуса 1 расположены узлы подвески 14, 15 к самолету, а на нижнем уровне - направляющая 16 для пуска ракет 17 различного удлинения.

Электроразъем с электрозаглушкой 18 (фиг.1), расположенный на электрожгуте 5 связан с электроклапаном 19 баллона с азотом 20, с помощью трубопровода 21 осуществляет подачу азота по времени через пневморазъем 22 в ракету 17.

Замково-стопорный механизм 2 (фиг.5, 6), расположенный в передней части авиационного пускового устройства, состоит из корпуса 23 с двумя рычагами 24, 25, рычагом 26 соответственно, вращающихся на осях 29, 30, 31 и упором 27 поджатым пружиной 28, осуществляющие закрытие и удержание переднего бугеля 32 ракеты 17, причем рычаги 24, 25 упираются сферическими выступами в подковообразную пружину 33, создающую необходимое усилие. Стопор 34, соединенный с якорем электромагнита 35, расположен в верхней части ЗСМ и служит для удержания рычагов 24, 25.

Механизм отрывного разъема состоит из корпуса 36 (фиг.7), каретки 37, предназначенной для стыковки и расстыковки пневмо 22 и электроразъема 38 (фиг.1), двух рычагов 39, 40, выполненных вращающими на осях 41, 42 и рычага с роликом 43, обеспечивающего связь через тягу 8 с ЗСМ (фиг.1).

Авиационное пусковое устройство работает следующим образом. В транспортном положении, при обесточенном электромагните 35, показанном на фиг.1, 2, стопор 34 удерживает рычаги 24, 25 и не позволяет им расходиться в стороны, рычаг 26 и упор 27 за счет усилия пружины 28 находятся в нижнем положении. Такое расположение рычагов 24, 25, 26, стопора 34 и упора 27 обеспечивают переднему бугелю 32 ракеты 17 (фиг.1) закрытое положение, при этом пневмо 22 и электроразъем 38 состыкованы.

При включении электромагнита 35 его якорь, втягиваясь, вращает стопор 34, который выходит из зацепления с рычагами 24, 25 (фиг.6), происходит их вращение относительно вертикальных осей 29 под действием бугеля 32 при его движении и рычаги открываются. Их вращение ограничивается выступами на корпусе 23.

В зависимости от необходимого времени охлаждения ТГС ракеты по команде из кабины летчика сигнал через электроразъем 18 (фиг.1) и соответствующие перемычки поступает на электроклапан 35, открывает его. Тем самым периодически осуществляется подача азота из баллона 20 через пневморазъем 22 в ракету 17.

Предлагаемое АПУ, по сравнению с прототипом, имеет более жесткую конструкцию, что позволяет применять ракеты большого удлинения и осуществлять периодическую подачу азота в зависимости от необходимого времени охлаждения ТГС ракеты и тем самым увеличить время полета АПУ с ракетой.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в системах подвески ракет и их пуска с самолета-носителя. Предлагаемое устройство содержит двухуровневый корпус в виде полой силовой балки с узлами подвески к самолету, направляющей для пуска ракеты, передним и задним обтекателями. Внутри корпуса размещены замково-стопорный механизм, механизм отрывного разъема, электроагрегаты, электрожгут и пневмосистема, включающая в себя баллон с азотом, электроклапан, трубопровод и пневморазъем. Внутри балки, в местах подвески пускового устройства к самолету, установлены силовые элементы, а по остальной длине -полые несиловые кожухи. Указанные механизмы и электроклапан жестко соединены между собой и размещены на внутренней поверхности направляющей. В пневмосистему введен переключатель цепи подачи азота, связанный по линии передачи электрических сигналов на включение и выключение цепи непосредственно с пультом кабины летчика. Технический результат изобретения состоит в создании устройства с высокой надежностью пуска и улучшенными эксплуатационными характеристиками. 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Авиационное пусковое устройство, содержащее корпус в виде полой силовой балки с узлами подвески к самолету-носителю, направляющей для схода ракеты и передним и задним обтекателями, причем внутри корпуса размещены замково-стопорный механизм, механизм отрывного разъема, электроагрегаты, электрожгут и пневмосистема, включающая в себя баллон с азотом для охлаждения тепловой головки самонаведения ракеты, электроклапан, трубопровод и пневморазъем стыковки пускового устройства с пневморазъемом ракеты, отличающееся тем, что силовая балка выполнена в виде единой сварной конструкции, причем внутри нее в местах подвески пускового устройства к самолету-носителю установлены силовые элементы, а по остальной длине - полые несиловые кожухи, при этом силовые элементы делят внутреннюю полость балки на отдельные, расположенные на двух уровнях полости, продольные оси которых параллельны направлению схода ракеты, узлы подвески пускового устройства к самолету-носителю выполнены на верхнем уровне, а направляющая, замково-стопорный механизм, механизм отрывного разъема, электроагрегаты и электрожгут размещены на нижнем уровне, где выполнены арочные кронштейны для прохождения баллона с азотом пневмосистемы.2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что замково-стопорный механизм выполнен с собственным корпусом, по обе стороны которого снаружи расположены свободно вращающиеся на вертикальных осях два удерживающих рычага и на котором шарнирно закреплены стопор и стопорный рычаг, при этом каждый удерживающий рычаг имеет переднее и заднее плечи, причем на переднем плече выполнены вертикальные выступы, взаимодействующие с ответными зубьями стопора, и горизонтальные выступы, между которыми расположен с возможностью перемещения выполненный на стопорном рычаге упорный элемент, образующий совместно с этими выступами упор для удержания переднего бугеля ракеты, а задние плечи удерживающих рычагов имеют сферические выступы, взаимодействующие с установленной на корпусе подковообразной пружиной.3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что механизм отрывного разъема выполнен с собственным корпусом, внутри которого размещена с возможностью вертикального перемещения каретка, взаимодействующая с рычагами, связанными тягами со стопорным рычагом замково-стопорного механизма, при этом каретка, рычаги и корпус образуют параллелограмм перемещения каретки.4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что замково-стопорный механизм, механизм отрывного разъема и электроклапан жестко соединены между собой и размещены на внутренней поверхности направляющей для схода ракеты, образуя единый функциональный блок, при этом их корпуса дополнительно скреплены накладками для жесткости.5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что в пневмосистему дополнительно введен переключатель цепи подачи азота, выполненный в виде электроразъема, включающего соединенную с электрожгутом розетку и ответную ей вилку с расположенными на ней электрическими перемычками, и связанную по линии передачи электрических сигналов на включение и выключение цепи непосредственно с пультом кабины летчика.6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что переключатель дополнительно снабжен заменяющей вилку заглушкой, идентичной ей по перемычкам.