АВИАЦИОННОЕ КАТАПУЛЬТНОЕ 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 катапультным устройствам (АКУ).

Применение катапультного старта ракет на современных самолетах-носителях продиктовано необходимостью обеспечения безопасности пуска ракеты без взаимного повреждения как самолета, так и ракеты, а также воздействием больших аэродинамических сил и спецификой расположения устройств запуска на самолете, когда существует опасность заглохания самолетной двигательной установки при запуске двигателя ракеты.

Известно катапультное устройство рычажного типа для подвески и обеспечения катапультного старта ракеты (патент РФ №2145566), выбранное в качестве прототипа. Это АКУ содержит силовой корпус с узлами подвески на самолет, внутри которого размещаются передний и задний выводящие рычаги, силовой пневмопривод, баллон со сжатым газом и трубопровод. На концах выводящих рычагов установлены узлы крепления бугелей ракеты, осуществляющие силовую связь АКУ с подвешенной ракетой. Выводящие рычаги зафиксированы в исходном положении замково-стопорным механизмом. Оси крепления переднего и заднего выводящих рычагов расположены в нижней части АКУ.

Однако в таком АКУ в начале хода катапультирования из-за малых углов между продольной осью ракеты и направлением действия толкающей силы для вывода рычагов необходимы большие усилия, которые воспринимает и передает им ракета. Это способствует дополнительному нагружению выводящего механизма, что приводит к необходимости увеличения массы выводящего механизма и, соответственно, массы АКУ.

Наличие в АКУ отдельных баллонов высокого давления для сжатого газа и трубопроводов приводит также к увеличению массы АКУ.

Кроме того, АКУ предполагает подвеску лишь ракет малого удлинения и не предусматривает размещение ракет большого удлинения.

Настоящее изобретение направлено на решение технической задачи по созданию АКУ уменьшенной массы с обеспечением надежного катапультирования ракет, в том числе и ракет большого удлинения.

Поставленная задача решена тем, что в АКУ, содержащем корпус с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод со штоком, передний и задний выводящие рычаги, шарнирно закрепленные с помощью осей в корпусе и снабженные узлами подвески бугелей ракеты, и замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, ось шарнирного крепления переднего выводящего рычага расположена в верхней части корпуса АКУ и на ней также закреплен шток силового привода, узлы подвески бугелей ракеты выполнены вращающимися, при этом передний узел подвески ракеты выполнен в виде каретки, соединенной стабилизирующей тягой с корпусом и снабженной направляющими, взаимодействующими с передним бугелем ракеты, а задний узел - в виде замкового механизма, причем передний выводящий рычаг имеет расположенный между его осью вращения и узлом подвески ракеты направленный в сторону силового привода выступ, шарнирно соединяющий жесткой тягой рычаг с корпусом силового привода.

При этом АКУ снабжено дополнительным передним узлом подвески ракеты, выполненным в виде ползуна, связанного тягами с замково-стопорным механизмом, снабженного наружными и внутренними направляющими и перемещающегося в сторону, противоположную направлению вращения выводящих рычагов в проточках корпуса АКУ и в продольных пазах переднего узла подвески ракеты, имеющего форму грибка.

Кроме того, силовой привод АКУ состоит из цилиндра и штока, в полости которого установлен электроклапан, имеющий отверстия для сообщения с внутренней полостью штока и, посредством патрубка, с надпоршневой полостью цилиндра при открытом положении электроклапана, и с атмосферой в его закрытом положении, при этом полость штока и подпоршневая полость цилиндра в исходном положении привода заполнены сжатым газом.

Указанная выше совокупность существенных признаков позволяет достичь следующего технического результата:

- за счет увеличения плеча между осями вращения выводящих рычагов снижаются усилия необходимые для их вывода (особенно большими эти усилия бывают в первоначальный момент, когда угол между продольной осью ракеты и направлением действия толкающего усилия мал);

- обеспечение надежного крепления и отделения ракет большого удлинения за счет введения дополнительного узла подвески ракеты;

- повышение эксплуатационных характеристик и снижение веса за счет нового типа силового привода, в котором функции баллона выполняет сам пневмопривод.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображена кинематическая схема авиационного катапультного устройства в транспортном положении; на фиг.2 - тоже в положении катапультирования; на фиг.3 - дано поперечное сечение А-А фиг.1 по ползуну и грибку; на фиг.4 - показано место 1 фиг.1 - ползун в открытом положении; на фиг.5 - показан ползун в аксонометрической проекции; на фиг.6 - исходное положение силового привода; на фиг.7 и 8 - его работа при прямом и обратном ходе поршня.

Авиационное катапультное устройство (фиг.1) состоит из корпуса 1, силового привода 2, выводящих рычагов - переднего 3 и заднего 4 с узлами 5 и 6 для крепления ракеты, замково-стопорного механизма 7, дополнительного переднего узла крепления - ползуна 8, тяги 9 для связи с замково-стопорным механизмом (ЗСМ) 7 и соединенных с ней: рычага промежуточного 10, тяги передней 11, рычага-качалки 12. Пневмопривод 2 связан с ЗСМ 7 тягами 13 и 14. В корпусе 1 имеются осуществляющие запирание выводящих рычагов 3 и 4 силовые крюки передний 15 и задний 16 и стопоры передний 17 и задний 18, в передней части корпуса 1 имеются проточки 19 и 20, в которых расположены наружные направляющие 21 и 22 ползуна 8 для его перемещения. На ползуне 8 имеются внутренние направляющие 23 и 24 для взаимодействия с передним узлом крепления ракеты - "грибком" 25, имеющим продольные пазы 26 и 27, предназначенные для перемещения в них внутренних направляющих 23 и 24 ползуна 8. Передний 3 и задний 4 выводящие рычаги с помощью осей 28 и 29 шарнирно закреплены в корпусе 1 АКУ, при этом ось 28 шарнирного крепления переднего рычага 3 расположена в верхней части корпуса 1 АКУ и на ней также закреплен шток 30 силового привода 2, узлы подвески 5 и б бугелей ракеты 31 выполнены вращающимися, причем передний узел 5 подвески выполнен в виде каретки, соединенной стабилизирующей тягой 32 с корпусом 1, а задний узел 6 - в виде замкового механизма. Передний выводящий рычаг 3 имеет расположенный между его осью 26 вращения и узлом 5 подвески ракеты 31 выступ 33, шарнирно соединяющий жесткой тягой 34 рычаг 3 с корпусом силового привода 2.

Силовой пневмопривод 2 (фиг.6, 7 и 8) авиационного катапультного устройства состоит из корпуса 35, крышки 36 с управляющей иглой 37, которая с отверстием в патрубке 38 образует кольцевой зазор 39. Внутри корпуса 35 размещен пустотелый шток 30 с поршнем, имеющий полость 40, отверстия 41, соединяющие полость 40 с подпоршневой полостью 42 и встроенный электроклапан 43. Между крышкой 36 и штоком 30 с поршнем имеется надпоршневая полость 44.

Электроклапан 43 состоит из крышки 45, электромагнита 46 с якорем 47, зарядной трубки 48, седла 49, пружины 50, корпуса 51 с седлами 52 и 53, пружины 54, клапанов 55,56 патрубка 38. Электроклапан 43 имеет полости 57, 58, 59, 60, 61, отверстия 62, 63, 64, 65, 66, 67.

Надпоршневая полость 44 через патрубок 38, отверстия 66, 62, полости 59 и 60 связана с атмосферой. Клапан 56 под действием пружины 54 и силы давления газа, имеющегося в полости 61, прижат к седлу 52 корпуса 51, а якорь 47 электромагнита 46 прижат пружиной 50 и силой давления газа, имеющегося в полости 57, к седлу 49. Открытие и закрытие электроклапана 43 происходит в результате перераспределения сил давления, действующих на клапаны 55 и 56. Для перераспределения сил служит разгрузочный якорь 47, управляемый электромагнитом 46.

Авиационное катапультное устройство работает следующим образом. В транспортном положении передний 3 и задний 4 выводящие рычаги находятся в верхнем положении, показанном на фиг.1 и удерживаются с помощью несущих крюков 15 и 16. В силовом пневмоприводе 2 в исходном положении при обесточенном электромагните 46 (фиг.6) сжатый газ, заряженный через трубку 48, находится в полости 40 штока 30, подпоршневой полости 42, полостях 57, 61 электроклапана 43. При включении электромагнита 46 (фиг.7), что соответствует открытому положению электроклапана 43, якорь 47, втягиваясь внутрь магнитопровода, преодолевает силу давления газа, сжимает пружину 50 и открывает отверстие 63. Сжатый газ из полости 57, сообщающийся с ней через отверстия 64 и 65 полости 40 штока 30, поступает через отверстие 63 в полость 58, при этом клапан 55 неуравновешенным давлением газа прижимается к седлу 53 корпуса 51, перекрывая связь надпоршневой полости 44 с атмосферой, а клапан 56 открывается. Газ из полости 61 сообщающийся с ней через отверстие 65, полости 40 штока 30, поступает через полость 59 отверстия 66, патрубок 38, кольцевой зазор 39 в надпоршневую полость 44. За счет дросселирования газа кольцевым зазором 39 происходит медленный рост давления в надпоршневой полости 44, что обуславливает плавное перемещение штока 30 с поршнем на участке раскрытия стопорного устройства АКУ. После выхода управляющей иглы 37 из отверстия патрубка 38, что соответствует полному открытию стопорного устройства, происходит быстрый рост давления в надпоршневой полости 44 и осуществляется прямой ход поршня. Находящийся в подпоршневой полости 42 газ сжимается, осуществляя демпфирование, и, одновременно, часть его проходит через отверстия 41 в полость 40 штока 30.

Перемещающийся сначала в пределах паза "С" шток 30 (фиг.2) с помощью тяг 13 и 14 поворачивает стопор передний 17 и стопор задний 18 против часовой стрелки и перемещает тягу 9 связи с ЗСМ 7. При этом рычаг промежуточный 10 (фиг.3, 4, 5), тяга передняя 11, рычаг-качалка 12, связанные с тягой 9, перемещают ползун 8 влево (в направлении стрелки "Б") в проточках 19 и 20 корпуса 1 и продольных пазах 26 и 27 переднего узла 25 крепления ракеты, освобождая "грибок" 25 от связей с АКУ. При дальнейшем движении цилиндра силового привода 2 происходит вращение освободившихся от зацепления с силовыми крюками 15 и 16 выводящих рычагов 3 и 4 с направлением их вращения по стрелке "В", с приданием этого же направления "грибку" 25 - в противоположную сторону от переместившегося по стрелке "Б" ползуна 8. Выводящие рычаги 3 и 4 через узлы подвески 5 и 6 передают движение бугелям ракеты 31. При этом задний бугель заперт задним узлом подвески 6 во всех направлениях до момента расцепления в конце хода катапультирования. Во время хода катапультирования происходит взаимное перемещение направляющих переднего узла 5 и переднего бугеля ракеты до полного "выползания" назад направляющих к концу хода и расцеплению одновременно с задним узлом подвески 6.

При отключении электромагнита 46 (фиг.8), что соответствует закрытому положению электроклапана 43, якорь 47 пружиной 50 прижимается к седлу 49 и прекращает подачу газа в полость 58. Газ из полости 58 через дренажное отверстие 67 и полость 60 стравливается в атмосферу, при этом клапан 56 пружиной 54 и неуравновешенным давлением газа в полости 61 прижимается к седлу 52 корпуса 51, перекрывая поступление газа из полости 40 штока 30 в надпоршневую полость 44, а клапан 55 открывается, обеспечивая дренаж из надпоршневой полости 44 в атмосферу.

Газ, оставшийся в полости 40 штока 30 и подпоршневой полости 42 обеспечивает обратный ход поршня.

После катапультирования и переключения силового привода 2 на возврат, происходит взаимное встречное движение штока 30 и корпуса 35 силового привода 2, при этом выводящие рычаги 3 и 4, связанные через корпус привода 2 и жесткую тягу 34 в единую кинематическую систему, одновременно возвращаются в верхнее положение и запираются на несущих крюках 15 и 16. В таком состоянии АКУ вновь готово к работе.

Предлагаемая конструкция АКУ, по сравнению с прототипом, позволяет значительно снизить массу, обеспечить надежное катапультирование ракет, в том числе ракет большого удлинения, уменьшить энергозатраты на катапультирование.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в системах подвески ракет и их принудительного отделения от летательного аппарата. Предлагаемое устройство содержит корпус с узлами подвески на самолете. В корпусе размещены механизмы катапультирования замково-стопорного и бортового разъема, а также передний и задний выводящие рычаги и электроавтоматика. Ось шарнирного крепления переднего выводящего рычага расположена в верхней части корпуса, и на ней закреплен шток силового привода. Узлы подвески бугелей ракеты выполнены вращающимися. Причем передний узел подвески выполнен в виде каретки, соединенной тягой с корпусом и снабженной направляющими, взаимодействующими с передним бугелем ракеты. Задний узел подвески выполнен в виде замкового механизма. Передний выводящий рычаг имеет в своей средней части выступ, направленный в сторону силового привода и шарнирно соединяющий жесткой тягой данный рычаг с корпусом силового привода. Устройство может быть снабжено дополнительным узлом подвески в виде ползуна. Силовой привод содержит цилиндр и шток, в полости которого установлен электроклапан. Полость штока и подпоршневая полость цилиндра в исходном состоянии привода заполнены сжатым газом. Технический результат изобретения состоит в создании катапультного устройства уменьшенной массы, обеспечивающего надежное отделение ракет, преимущественно большого удлинения. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Авиационное катапультное устройство, содержащее корпус с узлами подвески на самолете, механизм катапультирования, включающий в себя силовой привод со штоком, передний и задний выводящие рычаги, шарнирно закрепленные с помощью осей в корпусе и снабженные соответственно передним и задним узлами подвески бугелей ракеты, а также замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, отличающееся тем, что ось шарнирного крепления переднего рычага расположена в верхней части корпуса устройства, на этой оси закреплен шток силового привода, а узлы подвески бугелей ракеты выполнены вращающимися, при этом передний узел подвески выполнен в виде каретки, соединенной стабилизирующей тягой с корпусом и снабженной направляющими, взаимодействующими с передним бугелем ракеты, а задний узел подвески - в виде замкового механизма, причем передний выводящий рычаг имеет расположенный между его осью вращения и передним узлом подвески выступ, направленный в сторону силового привода и шарнирно соединяющий жесткой тягой данный рычаг с корпусом силового привода.2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно снабжено дополнительным передним узлом подвески для переднего, имеющего форму грибка бугеля ракеты, выполненным в виде ползуна, связанного тягами и рычагами с замково-стопорным механизмом, снабженного наружными и внутренними направляющими и выполненного с возможностью перемещения в сторону, противоположную направлению вращения выводящих рычагов в проточках корпуса устройства и в продольных пазах указанного переднего бугеля ракеты.3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что силовой привод содержит цилиндр и шток, в полости которого установлен электроклапан, имеющий отверстия для сообщения с внутренней полостью штока и посредством патрубка с надпоршневой полостью цилиндра при открытом положении электроклапана, а также с атмосферой в закрытом положении электроклапана, при этом полость штока и подпоршневая полость цилиндра в исходном положении привода заполнены сжатым газом.