АВИАЦИОННОЕ КАТАПУЛЬТНОЕ УСТРОЙСТВО Российский патент 2006 года по МПК B64D1/02 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам, предназначенным 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 корпус с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия с поршнем, передний и задний шарнирно закрепленные выводящие рычаги с узлами подвески бугелей ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм стыковки разъема.

Такая конструкция предусматривает наружное размещение АКУ на самолете.

Конструкция механизма катапультирования этого АКУ такова, что приводит к необходимости увеличения массы привода и соответственно массы АКУ.

Наличие в АКУ привода, работающего от сжатого воздуха, приводит к необходимости заряжать привод сжатым воздухом перед каждым срабатыванием, что значительно усложняет эксплуатацию.

При этом коэффициент полезного действия привода достаточно низкий ввиду постоянного присутствия сжатого воздуха в полости корпуса под поршнем, препятствующего движению поршня в прямом направлении.

Настоящее изобретение направлено на решение технической задачи по созданию АКУ уменьшенной массы, обеспечивающего надежное безопасное катапультирование ракет и удобное в эксплуатации.

Поставленная задача решена тем, что в АКУ, содержащем силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема, новизна состоит в том, что силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных кожухами, установленными между этими корпусами и за задним из них, при этом узлы подвески на самолет размещены на этих корпусах, а передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет.

Вместе с тем, механизм катапультирования выполнен в виде четырехзвенника, образованного вышеуказанными силовыми элементами с их кожухами, передним и задним выводящими рычагами и вновь введенной подвижной балкой, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты, при этом силовой привод двойного действия расположен по диагонали между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки.

Кроме того, силовой привод АКУ выполнен пиротехническим и состоит из цилиндра с перемещающимся в нем поршнем, в котором размещена камера сгорания с золотником, в поршне и золотнике выполнены рабочие и возвратные каналы, при этом в золотнике выполнены дроссельные отверстия начальной подачи газа и кольцевая проточка.

Помимо этого, верхний торец цилиндра силового привода закрыт ввинчиваемой крышкой со сферической пятой, взаимодействующей с упором, выполненным на переднем выводящем рычаге, а нижний торец поршня снабжен навинчиваемой крышкой, имеющей овальные пазы, взаимодействующие с ответными элементами, выполненными на подвижной балке.

Кроме того, механизм отрывного разъема (МОР) выполнен в виде автономного блока и содержит собственный корпус с местами крепления МОРа к самолету.

Указанная выше совокупность существенных признаков позволяет достичь следующего технического результата:

- наличие переднего и заднего корпусов, выполняющих функции основных силовых элементов, позволяет исключить единый массивный силовой корпус, что обеспечивает снижение массы, возможность центральной подфюзеляжной подвески в полуутопленном состоянии (двухрядный тандем вблизи центра масс ракеты), и тем самым существенно улучшает аэродинамические характеристики самолета, при этом также обеспечивается необходимая устойчивость самолета при любом порядке пуска ракет на всех режимах его применения;

- введение четырехзвенного механизма катапультирования с расположенным по диагонали приводом двойного действия привело к снижению усилий, необходимых для перемещения выводящих рычагов с подвижной балкой в процессе катапультирования, что в свою очередь приводит к снижению массы привода, а соответственно и массы АКУ;

- конструкция пиротехнического привода обеспечивает надежность и безопасность катапультирования, и, кроме того, такой привод имеет высокий коэффициент полезного действия за счет отсутствия сил, препятствующих движению поршня в прямом направлении, и является быстросъемным, что также обеспечивает удобство эксплуатации АКУ в целом;

- удобство в эксплуатации за счет введения механизма отрывных разъемов в состав АКУ автономным блоком, что позволяет, в случае необходимости, снимать его с самолета, не снимая при этом катапультное устройство, и наоборот.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид авиационного катапультного устройства; на фиг.2 - кинематическая схема в транспортном положении; на фиг.3 - то же, в положении катапультирования; на фиг.4 - исходное положение силового привода; на фиг.5 и 6 - его работа при прямом и обратном ходе поршня.

Авиационное катапультное устройство (фиг.1, 2 и 3) состоит из силовых элементов, включающих в себя передний корпус 1 и задний корпус 2, соединенные левым 3 и правым 4 кожухами, и расположенный за задним корпусом 2 задний кожух 5, силового привода 6, выводящих рычагов - переднего 7 и заднего 8 с шарнирно закрепленной на них подвижной балкой 9 с направляющими 10 и 11 под бугели ракеты 12 и сбрасывателями 13, замково-стопорного механизма 14 и механизма отрывного разъема 15. Замково-стопорный механизм (ЗСМ) 14 состоит из переднего 16 и заднего 17 несущих крюков и переднего 18 и заднего 19 стопорных рычагов, соединенных тягами 20 и 21. ЗСМ 14 предназначен для запирания и удерживания выводящих рычагов 7 и 8 с подвижной балкой 9 в транспортном положении. Передний 7 и задний 8 выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах 3, 4 и 5, при этом их оси вращения 22 являются узлами подвески на самолет (не показан). На переднем 1 и заднем 2 корпусах также имеются узлы подвески 23 к самолету.

Пиротехнический привод 6 (фиг.4, 5 и 6) авиационного катапультного устройства состоит из цилиндра 24 с перемещающимся в нем поршнем 25, в котором размещена камера сгорания 26 с золотником 27. Верхний торец цилиндра 24 закрыт ввинчиваемой крышкой 28 со сферической пятой. С помощью крышки 28 и оси 29 привод 6 крепится к упору 30 переднего выводящего рычага 7 (пята шарнирно соединена с упором). Нижний конец поршня 25 закрыт навинчиваемой крышкой 31 с упором 32, за овальные пазы 33 которой осями 34 привод 6 крепится к подвижной балке 9.

Золотник 27 имеет каналы 35 начальной подачи газа, выполненные в виде дроссельных отверстий, рабочие каналы 36, возвратные каналы 37 и проточку 38. В приводе 6 есть надпоршневая полость 39 и подпоршневая полость 40. Поршень 25 имеет рабочие каналы 41 и 42, внутреннюю полость 43 и отверстие 44 для стравливаниия газа в атмосферу, а также возвратные каналы 45 и 46. Непосредственно перед подвеской ракеты 12 в привод 6 вставляется пиропатрон 47.

Механизм отрывного разъема 15 (МОР) предназначен для электрической стыковки ракеты 12 с самолетными системами в транспортном положении, а также для расстыковки их при катапультировании или аварийном сбросе. Корпус 48 МОРа 15 через отверстия четырьмя болтами 49 крепится к самолету.

Авиационное катапультное устройство работает следующим образом. В транспортном положении передний 7 и задний 8 выводящие рычаги с подвижной балкой 9 находятся в верхнем положении, показанном на фиг.1, 2, и удерживаются с помощью несущих крюков 16 и 17. При срабатывании пиропатрона 47 пороховые газы через каналы 35 (фиг.4, 5, 6) золотника 27 попадают в надпоршневую полость 39 и начинают давить на поршень 25, перемещая его вниз. При этом за счет овальных пазов 33 в крышке 31 поршень 25 делает свободный ход, упор 32 крышки 31 привода 6 поворачивает стопорный рычаг 19 и выводит его из зацепления с задним крюком 17 замкового устройства 14, при этом передний стопорный рычаг 18, соединенный тягами 20 и 21 со стопорным рычагом 19, выходит из зацепления с передним крюком 16. При перемещении поршня 25 вниз открывается канал 36 золотника 27, пороховые газы продолжают поступать в надпоршневую полость 39 через каналы 35 и 36 золотника. Замковое устройство 14 расстопоривается, и подвижная балка 9 вместе с подвешенной ракетой 12 под действием усилия поршня 25 сходит с крюков 16 и 17 - начинается принудительное движение балки 9 с ракетой 12 вниз-назад (фиг.3). После открытия замкового устройства 14 на начальном участке движения подвижной балки 9 вниз происходит расстыковка отрывного разъема ракеты 12 и механизма отрывного разъема 15 АКУ.

При движении ракеты 12 с балкой 9 вниз сбрасыватель 13 сдвигает ракету 12 за передний бугель вперед с направляющей 10 подвижной балки 9. При этом камера сгорания 26 под действием пороховых газов, находящихся в надпоршневой полости 39, премещается вниз до упора в крышку 32. Через каналы 40 и 41 поршня 25 и проточку 38 золотника 27 надпоршневая полость 39 соединяется с внутренней полостью 42 поршня 25 и газы через отверстие 43 поршня стравливаются в атмосферу. Одновременно газы из камеры сгорания 26 через каналы 37 золотника 27 и каналы 44 и 45 поршня 25 поступает в подпоршневую полость 46. Газ, находящийся под поршнем, сжимается - происходит торможение и отделение ракеты. После отделения ракеты 12 от катапультного устройства выводящие рычаги 7 и 8 под действием сил инерции некоторое время продолжают движение вниз-назад, затем подвижная балка 9 останавливается. Давление в надпоршневой полости 39 падает до атмосферного. Поршень 25 за счет давления газов в подпоршневой полости 46, а следовательно, и подвижная балка 9 с выводящими рычагами 7 и 8 начинают обратное движение. Подвижные части АКУ возвращаются в исходное положение. При этом оси подвижной балки 9 надавливают на крюки 16 и 17, поворачивают их и защелкиваются стопорными рычагами 18 и 19. В исходное положение возвращается и сбрасыватель 13. После возвращения подвижных частей АКУ в исходное положение все электроэлементы оборудования АКУ приходят в исходное положение. В таком состоянии АКУ вновь готово к работе.

Предлагаемая конструкция АКУ по сравнению с прототипом удобна в эксплуатации, позволяет снизить массу, обеспечить надежное и безопасное катапультирование как для ракет, так и для самолета-носителя, а также уменьшить энергозатраты на катапультирование.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационным катапультным устройствам. Авиационное катапультное устройство содержит силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема. Силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных двумя кожухами, установленными между этими корпусами, и одним, установленным за задним из них. Узлы подвески силовых элементов на самолет размещены на указанных корпусах. Передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет. Механизм катапультирования образован вышеуказанными передним и задним корпусами с их кожухами, передним и задним выводящими рычагами и вновь введенной подвижной балкой, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты. Силовой привод двойного действия расположен между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки. Технический результат - уменьшение массы устройства, повышение удобства, надежности и безопасности при эксплуатации. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Авиационное катапультное устройство, содержащее силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема, отличающееся тем, что силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных двумя кожухами, установленными между этими корпусами, и одним, установленным за задним из них, при этом узлы подвески силовых элементов на самолет размещены на указанных корпусах, а передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет.2. Авиационное катапультное устройство по п.1, отличающееся тем, что механизм катапультирования включает вышеуказанные передний и задний корпуса с их кожухами, передний и задний выводящие рычаги и вновь введенную подвижную балку, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты, при этом силовой привод двойного действия расположен между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки.3. Авиационное катапультное устройство по п.2, отличающееся тем, что силовой привод выполнен пиротехническим и состоит из цилиндра с перемещающимся в нем поршнем, в котором размещена камера сгорания с золотником, в золотнике и поршне выполнены рабочие и возвратные каналы, кроме того, в золотнике выполнены дроссельные отверстия начальной подачи газа и кольцевая проточка.4. Авиационное катапультное устройство по п.3, отличающееся тем, что верхний торец цилиндра силового привода закрыт ввинчиваемой крышкой со сферической пятой, взаимодействующей с упором, выполненным на переднем выводящем рычаге, а нижний торец поршня снабжен навинчиваемой крышкой, имеющей пазы, взаимодействующие с ответными элементами, выполненными на подвижной балке.5. Авиационное катапультное устройство по п.4, отличающееся тем, что механизм отрывного разъема выполнен в виде автономного блока и содержит собственный корпус с местами крепления механизма отрывного разъема к самолету.