Устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата Российский патент 2025 года по МПК B64D1/02 

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, к конструкции устройств сброса полезной нагрузки с летательных аппаратов.

Известно устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата (см. Патент на изобретение №2532976, RU, С2, МПК B64D 1/00), принятое за прототип, содержащее продольный транспортно-пусковой контейнер, расположенный и закрепленный на элементах конструкции летательного аппарата вдоль его фюзеляжа, снабженный окном со стороны заднего торца для прохода полезной нагрузки, полезную нагрузку, размещенную в полости транспортно-пускового контейнера, по крайней мере двух направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости и прикрепленную к нему устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, а также включающее источник газа высокого давления с пусковым устройством, снабженным электроуправляемым приводом, систему управления сбросом, сообщенную линией электрической связи с электроуправляемым приводом пускового устройства, при этом источник газа высокого давления с пусковым устройством сообщены с пневмокамерой линией подачи газа.

Общими признаками с предлагаемым техническим решением являются наличие продольного транспортно-пускового контейнера, расположенного и закрепленного на элементах конструкции летательного аппарата вдоль его фюзеляжа, снабженного окном со стороны заднего торца для прохода полезной нагрузки, наличие полезной нагрузки, размещенной в полости транспортно-пускового контейнера, по крайней мере на двух направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости и прикрепленной к нему устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, а также включающее источник газа высокого давления, при этом источник газа высокого давления сообщен с пневмокамерой линией подачи газа.

Особенностью указанного устройства является то, что транспортно-пусковой контейнер размещен снаружи летательного аппарата, что неприемлемо для летательных аппаратов малых габаритов, так как растет его сопротивление при полете, сложность конструкции, включающей индивидуальный источник газа высокого давления с пусковым устройством, электроуправляемый привод, систему управления сбросом, линию электрической связи с электроуправляемым приводом, линию подачи газа. Кроме того, размещение системы наддува снаружи транспортно-пускового контейнера увеличивает его общие габариты и, как следствие, габариты летательного аппарата.

Отличительными признаками предлагаемого устройства от прототипа является то, что транспортно-пусковой контейнер расположен и закреплен внутри фюзеляжа летательного аппарата, в качестве источника газа используется полость наддува топливного бака летательного аппарата с заданным давлением, линия подачи газа выполнена в виде пуско-отсечного клапана с гибкими трубопроводами подачи газа в пневмокамеру и к устройству крепления полезной нагрузки и его расфиксации.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков достигается следующий технический результат: решается задача размещения транспортно-пускового контейнера в летательных аппаратах малых габаритов, упрощается конструкция устройства сброса полезной нагрузки с летательного аппарата.

Предлагаемое техническое решение может найти применение в авиационно-космической технике для беспилотных ЛА.

Устройство представлено на фиг.1, фиг.2.

На фиг.1 изображено продольное сечение устройства.

На фиг.2 изображено сечение по устройству крепления полезной нагрузки с видом на трубопроводы подачи газа в пневмокамеру и фиксатор удержания полезной нагрузки.

Представленное на фиг.1 устройство содержит транспортно-пусковой контейнер 1, закрепленный в летательном аппарате 3 узлами крепления 2, содержит окно 4 для вывода полезной нагрузки. Полезная нагрузка 5 размещается на направляющих 6, закреплена в транспортно-пусковом контейнере 1 штырем 13 и удерживается фиксатором 8. Направляющие 6 и днище транспортно-пускового контейнера образуют пневмокамеру 7. На днище 14 бака летательного аппарата закреплен пуско-отсечной клапан 10 с гибкими трубопроводами 11 и 12 подачи давления газа в пневмокамеру 7 и фиксатор 8. Пуско-отсечной клапан 10 соединен с полостью наддува 9 топливного бака.

На фиг.2 изображен пуско-отсечной клапан 10 с трубопроводами 11 и 12 подачи давления газа в пневмокамеру 7 (на фиг.1 не показана) и фиксатор 8.

Устройство работает следующим образом: при необходимости удаления полезной нагрузки 5 из транспортно-пускового контейнера 1 срабатывает пуско-отсечной клапан 10 и открывает доступ газа под давлением из полости наддува 9. Газ по трубопроводам 11 и 12 поступает в пневмокамеру 7 и в фиксатор 8, под действием давления газа поршень 15 расфиксирует штырь 13, одновременно под действием давления газа в пневмокамере 8 на днище 14 полезная нагрузка 5 выбрасывается из транспортно-пускового контейнера 1, пуско-отсечной клапан 10 закрывается, полость бака 9 изолируя.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике. Устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата (1) включает продольный транспортно-пусковой контейнер (1), снабженный окном (4) со стороны заднего торца и направляющими (6), с образованием пневмокамеры в передней части его полости и прикрепленной к нему устройством крепления (2). Источник газа высокого давления сообщен с пневмокамерой (7) линией подачи газа. Транспортно-пусковой контейнер (1) расположен и закреплен внутри фюзеляжа летательного аппарата, в качестве источника газа используется полость наддува (9) топливного бака летательного аппарата, линия подачи газа выполнена в виде пуско-отсечного клапана (10) с гибкими трубопроводами (11, 12) подачи газа в пневмокамеру (7) и к устройству крепления (2) полезной нагрузки и его расфиксации. Достигается возможность размещения транспортно-пускового контейнера (1) в летательных аппаратах малых габаритов, упрощение конструкции устройства сброса. 2 ил.

Устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, включающее продольный транспортно-пусковой контейнер, расположенный и закрепленный на элементах конструкции летательного аппарата вдоль его фюзеляжа, снабженный окном со стороны заднего торца для прохода полезной нагрузки, выполненный с возможностью размещения полезной нагрузки в своей полости, по крайней мере двумя направляющими, с образованием пневмокамеры в передней части его полости и прикрепленной к нему устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, а также включающее источник газа высокого давления, при этом источник газа высокого давления сообщен с пневмокамерой линией подачи газа, отличающееся тем, что транспортно-пусковой контейнер расположен и закреплен внутри фюзеляжа летательного аппарата, в качестве источника газа используется полость наддува топливного бака летательного аппарата, линия подачи газа выполнена в виде пуско-отсечного клапана с гибкими трубопроводами подачи газа в пневмокамеру и к устройству крепления полезной нагрузки и его расфиксации.