авиационное катапультное устройство
Классы МПК: | B64D1/02 отцепление, катапультирование или сбрасывание предметов |
Автор(ы): | Бурак Борис Корнеевич (RU), Ватолин Валентин Владимирович (RU), Захаров Юрий Константинович (RU), Лишутина Ирина Юрьевна (RU), Машков Владимир Анатольевич (RU), Правидло Михаил Натанович (RU), Соколовский Геннадий Александрович (RU), Сухов Лев Васильевич (RU) |
Патентообладатель(и): | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственное машиностроительное конструкторское бюро "Вымпел" им. И.И. Торопова" (RU) |
Приоритеты: |
подача заявки:
2005-06-09 публикация патента:
10.03.2006 |
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.
Формула изобретения
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.
Описание изобретения к патенту
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.
Класс B64D1/02 отцепление, катапультирование или сбрасывание предметов