Авиационное катапультное устройство

Авиационное катапультное устройство

Реферат

 

Изобретение может быть использовано для применения на различных типах самолетов для транспортирования и принудительного отделения ракет. Устройство содержит силовой корпус с размещенными в нем механизмом принудительного отделения ракеты в виде переднего и заднего вертикальных короткоходовых толкателей поршневого типа, механизмом синхронизации работы указанных толкателей, пиротехническим приводом, бортовым электроразъемом связи с ракетой, устройством сигнализации наличия ракеты и блоком электроавтоматики. Механизм крепления для транспортировки ракеты установлен на указанных толкателях. Пиропривод соединен с механизмом принудительного отделения ракеты. Бортовой электроразъем расположен перед передним толкателем. Корпус выполнен съемным аэродинамически подобным в виде балки прямоугольного сечения с высотой, равной калибру применяемой ракеты, шириной, составляющей 0,3 - 0,4 его высоты, длиной, равной 1,8 - 2,0 базы подвески ракеты. Передняя и задняя части корпуса заужены, имеют переднюю и заднюю кромки, образованные сходящимися боковыми стенками и наклоненные к плоскости основания корпуса. Такое исполнение катапультного устройства обеспечивает высокие аэродинамические и эксплуатационные характеристики, стабильные параметры отделения ракеты на всех режимах боевого применения самолета, расширяют зоны его возможного размещения на самолете, обеспечивая более эффективное их использование. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

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 размещение 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 заглухание 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 создание авиационного катапультного устройства (далее АКУ) с улучшенными аэродинамическими характеристиками, расширяющего зоны возможного применения его на самолете, обладающего улучшенными эксплуатационными характеристиками и обеспечивающего стабильные параметры отделения ракеты на всех режимах боевого применения самолета за счет изменения внешней формы силового автономного съемного корпуса АКУ и компактного размещении в нем соответствующих функциональных механизмов.

Сущность изобретения заключается в том, что авиационное катапультное устройство, содержащее силовой корпус с размещенными в нем механизмом принудительного отделения ракеты в виде переднего и заднего вертикальных короткоходовых толкателей поршневого типа, механизм синхронизации работы указанных толкателей, установленный на последних механизм крепления для транспортировки ракеты, пиротехнический привод, соединенный с механизмом принудительного отделения, снабжено расположенным перед передним вертикальным короткоходовым толкателем бортовым электроразъемом связи с ракетой с механизмом стыковки и расстыковки, расположенным в нижней части корпуса устройством сигнализации наличия ракеты и блоком электроавтоматики, а корпус выполнен съемным аэродинамически подобным в виде балки прямоугольного сечения с высотой, равной калибру применяемой ракеты, шириной, составляющей 0,3. ..0,4 его высоты, длиной, равной 1,8...2,0 базы подвески ракеты, причем передняя и задняя части корпуса заужены, имеют переднюю и заднюю кромки, образованные сходящимися боковыми стенками и наклоненные к плоскости основания корпуса.

В верхней части корпуса расположены три узла подвески устройства к самолету с нишами для размещения в них самолетных узлов, передний из которых является базовым и выполнен с возможностью восприятия нагрузки по трем направлениям (X, Y, Z), а два других выполнены с возможностью восприятия нагрузки по двум направлениям (Y, Z), расстояние между короткоходовыми толкателями равно расстоянию между узлами подвески ракеты. Передняя часть корпуса выполнена со сферическим обтекателем.

Бортовой электроразъем связи с ракетой закреплен на двух рычагах, верхнем и нижнем, образующих параллелограмм, при этом верхний рычаг выполнен с двумя дополнительными плечами, одно из которых связано с пружинами механизма, удерживающего бортовой электроразъем в нижнем или верхнем положениях, второе - с передним вертикальным короткоходовым толкателем через тягу, служащую для подъема указанного разъема вверх при штатной работе устройства во время катапультирования ракеты.

Для стыковки электроразъема в тяге выполнен паз, а устройство сигнализации наличия ракеты выполнено с управляющим элементом в виде штока, утапливаемого внутрь устройства корпусом ракеты после ее подвески и расположено за передним вертикальным короткоходовым толкателем.

Механизм крепления для транспортировки ракеты выполнен самозапирающимся с шарнирно установленными запорными крюками, на которых выполнены кулачки, на которые нажимают бугели ракеты, поворачивая запорные крюки, зацепляющие нижние поверхности полок бугелей подвешиваемой ракеты и запирающиеся стопорными рычагами.

Один из узлов крепления пиротехнического привода выполнен в виде вилки, а другой - в виде боковых выступов овальной формы, с помощью которых соединен с поворотным затвором, фиксирующим пиротехнический привод в рабочем положении, удерживаемым стопорным рычагом, причем затвор выполнен с удлиненными боковыми щечками, для вывода пиротехнического привода из корпуса устройства при снятии и ввода его при установке.

Такое исполнение авиационного катапультного устройства обеспечивает высокие аэродинамические и эксплуатационные характеристики, стабильные параметры отделения ракеты на всех режимах боевого применения самолета, расширяет зоны его возможного размещения на самолете, обеспечивая более эффективное их использование.

Изобретение поясняется чертежами, где показаны на фиг. 1 - вариант схемы размещения нескольких однотипных АКУ на самолете: а) под фюзеляжем; б) под воздухозаборниками или рядом с ними, не опасаясь заглухания двигателя самолета после пуска ракеты; в) под крылом более плотно с меньшим расстоянием "К" между АКУ, которое определяется только габаритами ракеты плюс зазор безопасности "И" между подвешенными ракетами, т.к. при этом после пуска ракеты воздействие газовой струи ее на соседнюю подвешенную ракету практически отсутствует; на фиг. 2 - кинематическая схема АКУ: а) в транспортном положении; б) при катапультировании; на фиг. 3 - АКУ с ракетой в транспортном положении и вид со стороны А; на фиг. 4 - АКУ с ракетой в конце хода принудительного отделения; на фиг. 5 - вид сверху на корпус АКУ; на фиг. 6 - самозапирающийся механизм для крепления ракеты на толкателе: а) положение запорных крюков при подвешенной ракете; б) положение запорных крюков перед подвеской ракеты; на фиг. 7 - замковое устройство пиротолкателя: а) закрытое положение; б) открытое положение; Авиационное катапультное устройство (АКУ) фиг. 2, 3, 4, 5 состоит из силового автономного съемного корпуса 1 с передним 2 и двумя задними 3 и 4 узлами подвески к самолету с нишами 5, нижнего обтекателя 6, переднего 7 и заднего 8 обтекателей, механизма 9 для принудительного отделения ракеты, электрических устройств, куда входит блок сигнализации наличия ракеты 10, а также механизма стыковки 11 бортового электроразъема (не показан) и блок 12 в сферическом обтекателе 12а.

Корпус 1 фиг. 3, 4, 5 выполнен в виде силовой балки прямоугольного сечения из отдельных элементов, сваренных между собой. С передней, задней стороны и снизу корпус 1 закрыт обтекателями 6, 7 и 8, являющимися его неотъемлемой частью. Передний 7 и задний 8 обтекатели формируют наружный контур передней и задней части корпуса 1.

У обтекателей 7, 8 передняя и задняя части заужены, имеют кромки "а" и "в" фиг. 5, образованные сходящимися боковыми (вертикальными) стенками "д" с уклонами для переднего обтекателя 7 в соотношении 1:4, а для заднего обтекателя 8 в соотношении 1:2. Таким образом в плоскости основания корпуса 1 получаются равнобедренные треугольники, высота которых соответственно L и L₁, а длины "n" оснований равны ширине S корпуса.

S=0,3...0,4H=2e, где "е" - половина длины основания равнобедренных треугольников.

Кромки "а" и "в" наклонены к плоскости основания корпуса 1 под углами 45^o, 50^o и скруглены радиусом "r".

Высота "H" корпуса 1 равна калибру "D" применяемой ракеты фиг. 3, ширина S = 0,3...0,4H, длина L = 1,8...2L_б.

L_б - база подвески применяемой ракеты (расстояние между бугелями - узлами подвески ракеты).

Внутри корпуса 1 в передней части расположен разъем с механизмом 11, который удерживает его в нижнем опущенном или верхнем, убранном внутрь корпуса 1 положении. Управление механизмом - его опускание (стыковка) - производится вручную посредством поворота трехплечего рычага 15 фиг. 2а, а поднятие (расстыковка) производится или вручную, или посредством тяги 16 при катапультировании, один конец которой связан с рычагом 15, а второй - с передним толкателем 13. Тяга имеет паз 17 для опускания разъема. Как в поднятом (внутри корпуса), так и в опущенном (состыкованном с ракетой) положении разъем удерживается пружинами 18 механизма 11.

Среднюю часть корпуса 1 занимает механизм 9 принудительного отделения ракеты, в состав которого входят передний 13 и задний 14 фиг. 2, 3, 4 короткоходовые толкатели, снабженные самозапирающимися замками крепления ракеты фиг. 6.

Самозапирающийся замок крепления ракеты состоит из двух шарнирно закрепленных на оси 19 запорных крюков 20. Крюки 20 под усилием пружины 21 до подвески ракеты на АКУ находятся в раскрытом положении фиг. 6б. При подвеске ракеты бугели ее 20а упираются в выступы - кулачки 22 запорных крюков 20, нажимают на них и при дальнейшем движении ракеты поворачивают их. Крюки 20 зацепляют нижние поверхности 20в бугелей 20а и запираются стопорами 23 фиг. 6а.

Быстрая установка и снятие пиротолкателя 24 фиг. 2, фиг. 7 обеспечивается следующим образом. Пиротолкатель имеет узел крепления фиг. 7 в виде вилки 25 с одной стороны, а с другой - в виде боковых выступов 26 овальной формы. В состав замкового устройства входят: поворотный затвор 27, стопорный рычаг 28. Затвор установлен на оси 29, имеет удлиненные боковые щечки 30, позволяющие выводить пиротолкатель 24 из корпуса 1 АКУ при снятии и вводить его при установке. Затвор 27 фиксирует пиротолкатель 24 внутри корпуса 1 АКУ фиг. 7а и в таком положении запирается стопорным рычагом 28, установленным на оси 31. Запирание происходит автоматически под действием пружины 32. Снятие пиротолкателя 24 фиг. 7б производится после поворота вручную стопорного рычага 28.

Авиационное катапультное устройство работает следующим образом.

Управление механизмом 11 - его опускание (стыковка) - производят вручную посредством поворота трехплечего рычага 15 фиг. 2а, а поднятие (расстыковка) производят или вручную, или посредством тяги 16 при катапультировании, один конец которой связан с рычагом 15, а второй - с передним толкателем 13. При движении толкателя 13 вниз при катапультировании тяга 16 перемещается вместе с толкателем 13 и воздействует на рычаг 15, поворачивая его и поднимая (расстыковывая) разъем. Как в поднятом (внутри корпуса), так и в опущенном (состыкованном с ракетой) положении разъем удерживается пружинами 18.

При срабатывании механизма 9 принудительного отделения ракеты передний 13 и задний 14 толкатели фиг. 2, 3, 4, 6 перемещаются вниз, стопоры 23 фиг. 6б поднимаются, запорные крюки 20 открываются, поворачиваясь относительно оси 19, и освобождают подвешенную на них ракету. Ракета катапультируется. При подвеске ракеты к АКУ бугели ее 20а упираются в выступы - кулачки 22 запорных крюков 20, нажимают на них и при дальнейшем движении ракеты поворачивают их относительно оси 19. Крюки 20 зацепляют нижние поверхности 20в бугелей 20а и автоматически запираются стопорами 23 фиг. 6а. Ракета подвешена на АКУ и находится в транспортном положении.

Быстрая установка и снятие пиротолкателя 24 фиг. 2, фиг. 7 осуществляется с помощью узла крепления фиг. 7 в виде вилки 25 с одной стороны, а с другой - в виде боковых выступов 26 овальной формы. Поворотный затвор 27 поворачивается относительно оси 29, а удлиненные боковые щечки 30 выводят пиротолкатель 24 из корпуса 1 АКУ при снятии и вводят его при установке. Затвор 27 обеспечивает фиксацию пиротолкателя 24 внутри корпуса 1 АКУ фиг. 7а и в таком положении запирается стопорным рычагом 28, поворачивающимся относительно оси 31. Запирание происходит автоматически под действием пружины 32, а снятие пиротолкателя 24 фиг. 7б может быть осуществлено после поворота вручную стопорного рычага 28.

Изобретение позволяет значительно расширить зоны возможного применения АКУ на самолете и более эффективно использовать их (размещать "эшелонами", тандемом и т. д.). Конструкция силового съемного аэродинамически подобного корпуса позволила улучшить аэродинамические характеристики АКУ и компактно разместить внутри корпуса все описанные функциональные механизмы.

Формула изобретения

1. Авиационное катапультное устройство, содержащее силовой корпус с размещенными в нем механизмом принудительного отделения ракеты в виде переднего и заднего вертикальных короткоходовых толкателей поршневого типа, механизмом синхронизации работы указанных толкателей, установленным на последних механизмом крепления для транспортировки ракеты, пиротехническим приводом, соединенным с механизмом принудительного отделения, отличающееся тем, что оно снабжено расположенным перед передним вертикальным короткоходовым толкателем бортовым электроразъемом связи с ракетой с механизмом стыковки и расстыковки, расположенным в нижней части корпуса устройством сигнализации наличия ракеты и блоком электроавтоматики, корпус выполнен съемным аэродинамически подобным в виде балки прямоугольного сечения с высотой, равной калибру применяемой ракеты, шириной, составляющей 0,3 - 0,4 его высоты, длиной, равной 1,8 - 2,0 базы подвески ракеты, причем передняя и задняя части корпуса заужены, имеют переднюю и заднюю кромки, образованные сходящимися боковыми стенками и наклоненные к плоскости основания корпуса.

2. Авиационное катапультное устройство по п.1, отличающееся тем, что в верхней части корпуса расположены три узла подвески устройства к самолету с нишами для размещения в них самолетных узлов, передний из которых является базовым и выполнен с возможностью восприятия нагрузки по трем направлениям (X, Y, Z), а два других выполнены с возможностью восприятия нагрузки по двум направлениям (Y, Z), расстояние между короткоходовыми толкателями равно расстоянию между узлами подвески ракеты.

3. Авиационное катапультное устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что передняя часть корпуса выполнена со сферическим обтекателем.

4. Авиационное катапультное устройство по любому из пп.1 - 3, отличающееся тем, что бортовой электроразъем связи с ракетой закреплен на двух рычагах, верхнем и нижнем, образующих параллелограмм, при этом верхний рычаг выполнен с двумя дополнительными плечами, одно из которых связано с пружинами механизма, удерживающего бортовой электроразъем в нижнем или верхнем положениях, а второе с передним вертикальным короткоходовым толкателем через тягу, служащую для подъема указанного разъема вверх при штатной работе устройства во время катапультирования ракеты.

5. Авиационное катапультное устройство по п.4, отличающееся тем, что для стыковки бортового электроразъема в тяге выполнен паз, а устройство сигнализации наличия ракеты выполнено с управляющим элементом в виде штока, утапливаемым внутрь устройства корпусом ракеты после ее подвески и расположено за передним вертикальным короткоходовым толкателем.

6. Авиационное катапультное устройство по п.7, отличающееся тем, что механизм крепления для транспортировки ракеты выполнен самозапирающимся, с шарнирно установленными запорными крюками, на которых выполнены кулачки, на которые нажимают бугели ракеты, поворачивая запорные крюки, зацепляющие нижние поверхности полок бугелей подвешиваемой ракеты и запирающиеся стопорными рычагами.

7. Авиационное катапультное устройство по п.6, отличающееся тем, что один из узлов крепления пиротехнического привода выполнен в виде вилки, а другой - в виде боковых выступов овальной формы, с помощью которых соединен с поворотным затвором, фиксирующим пиротехнический привод в рабочем положении, удерживаемым стопорным рычагом, причем затвор выполнен с удлиненными боковыми щечками для вывода пиротехнического привода из корпуса устройства при снятии и ввода его при установке.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7