Поглотитель ударной волны выхода катапульты

 

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания механизма катапультирования для авианосцев. Катапульта может иметь устройство временной тяги для придания мобильной массе весьма большого ускорения. Устройство содержит устройство наведения, салазки, имеющие возможность скольжения по устройству наведения, устройство двигателя для придания ускорения движения салазкам в направлении ускорения движения мобильной массы и средства соединения для временного жесткого скрепления вышеуказанной массы с салазками во время их ускорения. Имеется устройство для торможения салазок в конце ускорения вышеуказанной массы и для разрыва соединения между салазками и мобильной массой. Мобильная масса составлена из элементов, связанных гибко между собой и имеющих возможность передвижения одних по отношению к другим под действием усилия тяги. Устройство временной тяги включает в себя устройство модуляции усилия тяги, предназначенное для приведения элементов мобильной массы в состояние покоя одних по отношению к другим или близкое к этому состоянию. Технический результат реализации группы изобретений заключается в устранении или, по крайней мере, в значительном снижении вредных воздействий, которым подвергаются переднее шасси и вся целостность конструкции и оборудования катапультируемого самолета при отсоединении переднего шасси от крюка катапульты в конце взлетной полосы палубы авианосца. 2 с. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к механизму временной тяги, предназначенному для того, чтобы придать мобильной массе очень сильное ускорение и свести к минимуму отрицательные механические воздействия, которым мобильная масса может подвергнуться, когда по окончании ускорения соединение между этой массой и устройством временной тяги нарушено.

Выражаясь более точно, изобретение касается усовершенствованного механизма катапультирования для авианосцев, способного, если не устранить, то, по крайней мере, значительно снизить вредные воздействия, которым подвергаются переднее шасси и вся целостность конструкции и оборудования самолета, когда это переднее шасси отсоединяется от крюка катапульты в конце взлетной полосы авианосца.

Катапульта авианосца имеет задачей придать самолету очень сильное ускорение на маленькой дистанции, чтобы позволить ему набрать свою полетную скорость на расстоянии, сопоставимом с размерами авианосца.

Мы видим, что подобная катапульта в основном состоит из мобильной подвижной части, именуемой "салазками", оборудованной крюком CR, открытым к носовой части авианосца (справа на фиг. 1) и выступающим над взлетной палубой P, чтобы его можно было соединить с механизмом соединения или с "перекладиной катапультирования" В, жестко скрепленной с передним шасси TAV самолета А.

Для подробного описания примера создания переднего шасси, снабженного подобной перекладиной катапультирования, можно обратиться к патенту US N 4401285.

Катапульта также состоит из устройства наведения G салазок С, связанных с устройством тяги М, позволяющим придать салазкам силу тяги, во много раз превосходящую вес самолета А, готового к катапультированию. Механизм тяги состоит в основном из одного или многих цилиндров, которые могут подвергнуться давлению газа (в основном водяного пара) и способны таким образом привести в движение поршни РI, спаренные с салазками С. Энергия, переданная салазкам, может быть также и иного происхождения, например электрической, электромагнитной или другой.

Катапульта также состоит из механизма остановки или торможения F салазок в конце пробега. Мы стараемся по возможности сократить длину этого механизма, чтобы можно было использовать силу тяги крюка CR как можно дольше, длина в 1 или 2 метра является обычно практикуемой (которую мы можем сравнить с общей длиной катапульты, которая может быть порядка от 50 до 100 м). Устройство торможения F, таким образом, вызывает очень быстрое падение силы тяги. Проходит обычно меньше пяти миллисекунд между моментом, когда салазки входят в торможение, и моментом, когда сила тяги сходит на нет в перекладине катапультирования В самолета А.

Однако во время тяги катапульты конструкция самолета А и, в особенности, переднее шасси поставлены под давление усилием тяги, силами инерции и возможно иными силами, такими как подъемная сила двигателя или двигателей и аэродинамические силы. Когда усилие тяги прекращается, мгновенно все элементы под давлением расслабляются, что вызывает затухающие колебания, по примеру скрепленной пружины, которую отпустили. Этот феномен, называемый специалистами "упругим восстановлением", иллюстрируется (слишком преувеличенным образом) справа на фиг. 1 из приложенных фигур, соответственно на двух крайних положениях TAV-1 и TAV-2, которые может занять переднее шасси сразу после отцепления от крюка CR.

Можно также обратиться к фиг. 2 и 3, на которых кривые X1 и Y1 представляют, с одной стороны, усилие ECF, определенное в элементе CF соединения переднего шасси к конструкции самолета (также называемым "подкосом"), и, с другой стороны, усилие тяги ЕС катапульты.

Действительно, что касается действий, которые мы здесь наблюдаем, переднее шасси TAV может быть уподоблено системе масса-пружина, в которой масса состоит из самих передних шасси, а пружина - из подкоса CF. Во время бега катапульты усилие тяги ЕС катапульты передается непосредственно в подкос (согласно кривой Y1 фиг. 3) посредством растяжения последнего, соответствующего перемещению переднего шасси TAV по отношению к его положению равновесия (смотри чертеж слева на фиг. 1).

Усилия ЕС и ECF являются более или менее постоянными и равными во время бега катапульты. Когда салазки С входят в механизм торможения F (смотри чертеж в середине фиг. 1), их потеря скорости такова, что усилие тяги ЕС очень быстро сходит на нет, обычно менее чем за 5 миллисекунд.

Как только усилие тяги прекращается, перекладина катапультирования В отделяется от крюка CR, который продолжает терять скорость. Комплекс переднее шасси/подкос ведет себя как система масса-пружина во время положения равновесия.

Возвращение в состояние покоя по отношению к конструкции самолета происходит путем более или менее затухающих колебаний, как показано на фиг. 2 для подкоса CF. Это колебания, которые передаются всему самолету в форме ударов.

Проиллюстрированное здесь на фиг. 1 явление в том, что касается переднего шасси, происходит аналогичным способом для всех эластичных частей самолета, выведенных из их положения равновесия под действием эффекта ускорения и внезапно освобожденных во время отделения перекладины катапультирования В от крюка CR.

Частота колебаний в упомянутых элементах обычно составляет несколько десятков Герц. Например, для частоты в 50 Герц первый переход в положение равновесия произошел через пять миллисекунд после открепления от соответствующего элемента. Этот промежуток (t3 на фиг. 2) сопоставим со временем падения усилия тяги по причине торможения салазок. Это означает, что остановка салазок заметно "сопровождает" движение упругого восстановления, но не противостоит ему. Учитывая задействованные типы энергий, эти колебания составляют удар, который потенциально может нанести ущерб всем видам оборудования самолета.

Упругое восстановление также обладает действием заряжать некоторые элементы конструкции переднего шасси или самолета в целом в обратном направлении, чем то, в котором они работали во время тяги катапульты. Например, подкос CF работает в сжатии, когда переднее шасси TAV находится в положении TV2.

Исходя из этого, самолеты, входящие в число сил военно-морской авиации, должны быть оснащены специальными устройствами, укрепляющими не только саму конструкцию, но также многие виды оборудования, в частности те, которые расположены в зоне, затронутой упругим восстановлением на переднем шасси. Однако эта зона содержит обычно много хрупких типов оборудования, таких как радар и оборудование кабины пилота. Из этого следуют значительные лишние затраты, вызванные только лишь необходимостью того, чтобы самолет и его оборудование выдержали удар по окончании катапультирования. Продолжительность службы и надежность этого оборудования могут быть также затронуты повторяемыми воздействиями этих ударов.

Перекладина катапультирования В в свою очередь должна подниматься автоматически, как только крюк CR ее отпустил. Колебания, о которых говорилось здесь, могут помешать этому подъему и отбросить перекладину к низу, когда переднее шасси еще не покинуло взлетную полосу. Это составляет реальную возможность опасности, даже аварии, так как воздействие перекладины В на палубу может привести к разрыву некоторых элементов переднего шасси TAV или к выбросу осколков к двигателю или к двигателям самолета.

Интенсивность удара в конце катапультирования зависит непосредственно от усилия тяги катапульты как раз в момент входа салазок в устройство торможения F. Это усилие само по себе зависит непосредственно от массы самолета, готового к катапультированию, и от скорости, которую ему надо придать, чтобы позволить его взлет.

Для данной аэродинамической конфигурации самолета чем больше масса, тем больше должна быть скорость, необходимая, чтобы позволить ему взлететь. Мы видим, следовательно, что для данного самолета удар по выходу из катапульты будет более сильным для самых тяжелых конфигураций.

Таким образом, для самолетов, которые используются на службе в настоящее время, массы могут варьироваться от нескольких тонн до нескольких десятков тонн и выходная скорость из катапульты может составлять приблизительно между 50 и 100 м/сек. Для того же самолета и в зависимости от его конфигураций масса катапультирования может даже варьироваться в отношении, близком к 2.

Мы видим, следовательно, что вредные последствия колебаний во время отпускания крюка катапульты могут быть значительными.

Следует отметить, что для снижения воздействия колебаний возможно снизить усилие тяги еще задолго до того, как салазки С войдут в устройство торможения F. Например, катапульты, работающие на водяном пару под давлением, обычно содержат устройство отсекания, которое прерывает поступление пара, когда салазки С достигают определенной точки пробега, и что, как следствие, уменьшает усилие тяги и, следовательно, удар в конце пробега. Тем не менее, это снижение усилия не превышает обычно 10 - 20%, чтобы не потерять эффективности катапультирования. Эта мера, которая в действительности имеет целью сэкономить водяной пар, нисколько не может в любом случае позволить конструктору самолета избежать усиления конструкций и не предпринимать мер предосторожности, чтобы защитить хрупкое оборудование самолета против ударов, вызванных катапультированием.

Изобретение имеет целью предоставить устройство временной тяги, предназначенное для придания мобильной массе очень сильного ускорения таким образом, чтобы при отпускании усилия временной тяги мобильная масса на испытывала бы вредных воздействий, вызванных порожденными механическими колебаниями. Изобретение применяется, в частности, в рамках катапульты для авианосца.

Предметом изобретения, следовательно, является устройство того типа, который указан в начале данной записки, состоящее из устройства наведения, салазок, установленных скользящим образом по отношению к этому устройству наведения, устройства двигателя для придания вышеназванным салазкам движения ускорения вдоль данного устройства наведения в направлении ускорения данной массы и средств соединения для того, чтобы позволить жестко соединить временно указанную массу и указанные салазки во время их ускорения, указанное устройство наведения имеет еще устройство торможения, чтобы в конце ускорения указанной массы затормозить указанные салазки и прервать соединение между ними и указанной массой, эта последняя состоит из элементов, связанных между собой гибким образом и которые могут перемещаться одни относительно других под воздействием усилия тяги, а также характеризуется наличием устройства модуляции усилия тяги, которое задействовано для того, чтобы в тот момент, когда соединение между указанной массой и указанными салазками прервано, привести элементы данной массы в состояние покоя одних по отношению к другим или близкое к состоянию покоя.

В контексте изобретения мы понимаем под "состоянием покоя" ситуацию, в которой элементы, составляющие массу, заметно неподвижны одни по отношению к другим и не оказывают заметно одни на другие никаких мешающих усилий.

Если мы сравним эти элементы массы с системой, состоящей из первого элемента, формирующего непосредственно саму массу, и из второго элемента, формирующего пружину и составленного частями конструкции, связывающими элементы массы между собой, можно сказать, что, будучи нагруженной, эта система накапливает энергию, представляющую две составляющие: с одной стороны, потенциальную энергию, характеризующуюся напряжением во втором элементе и, следовательно, отклонением между положением первого элемента в данный момент и его положением без нагрузки, и, с другой стороны, кинетическую энергию, характеризующуюся скоростью перемещения этого первого элемента.

При перенесении на частный случай самолета первым элементом является, например, переднее шасси TAV, а вторым элементом - подкос CF, образующий "пружину".

Когда первый элемент отведен от своего положения равновесия (путем усилия тяги, которое должно ускорить комплекс массы), он получает потенциальную энергию. Когда же внезапно первый элемент отпускают, исходя из этого нагруженного положения, он перемещается в положение равновесия, одновременно получая все большую скорость таким образом, что при переходе к положению равновесия скорость такова, что ее кинетическая энергия сопоставима с потенциальной энергией, которую он имел в состоянии нагрузки (легкое снижение проистекает из трения, произведенного движением). Таким образом, состояние покоя элементов массы соответствует ситуации, когда скорость первого элемента равна нулю, а усилие, оказываемое на второй элемент первым элементом, также равно нулю, общая энергия системы, таким образом, оказывается нулевой.

Однако благодаря характеристикам изобретения, которое мы только что выше определили, элементы, составляющие массу, более не являются нагруженными одни по отношению к другим и находятся, следовательно, в состоянии покоя, описанном выше. В случае особого применения изобретения для катапульты для авианосцев устройство модуляции действует таким образом, что в конце катапультирования, в частности, переднее шасси самолета (сравнимого с вышеуказанным первым элементом) и подкос (представляющий вышеуказанный второй элемент) немного или совсем не нагружают друг друга обоюдно, тогда как самолет, с точки зрения целого, получил свою полетную скорость.

Другие характеристики и преимущества изобретения проявятся в ходе описания, которое последует и будет дано исключительно для примера. Оно будет сделано с обращением к прилагаемым фигурам, на которых: - фиг. 1, уже прокомментированный здесь, является очень упрощенной схемой функционирования катапульты на авианосцах по предыдущей технологии; - фиг. 2 является диаграммой в зависимости от времени, показывающей усилие, испытываемое подкосом переднего шасси самолета как под действием катапульты предыдущей технологии, так и под действием катапульты, сделанной согласно изобретению; - фиг. 3 является диаграммой в зависимости от времени, показывающей усилие тяги, оказываемое на переднее шасси катапультой, сделанной по предыдущей технологии и той, что сделана согласно изобретению; - фиг. 4 является очень упрощенной схемой катапульты согласно изобретению; - фиг. 5А, 5В и 5С показывают путем частичных видов в перспективе три конфигурации, которые представляют первый способ осуществления катапульты согласно изобретению в ходе ее функционирования; - фиг. 6А, 6В и 6С показывают три вида, аналогичных изображенным на фиг. 5А, 5В и 5С, второго способа осуществления изобретения; и - фиг. 7, 7А и с 8 по 10 показывают пять других способов осуществления катапульты согласно изобретению.

Фиг. 4 изображает схематично понятие согласно изобретению в форме первого способа осуществления.

На этой схеме мы находим элементы, уже описанные по поводу фиг. 1, которым мы придавали те же самые буквально обозначения.

Однако согласно изобретению катапульта, схематично изображенная на фиг. 4, состоит также из устройства модуляции, обозначенного везде 1 и состоящего из центробежного инерционного груза 2, смонтированного скользящим по устройству наведения G и снабженного эластично сжимаемым элементом 3, который растягивается назад в этом устройстве наведения G, то есть в направлении, противоположном тому, в котором действует сила тяги катапульты.

Во время функционирования устройство модуляции 1 помещается в устройство наведения G таким образом, чтобы задняя часть сжимаемого элемента 3 оказалась на заранее определенном расстоянии d1 от входа в устройство торможения F.

Когда салазки С, приведенные в движение движущей силой, ударяют об этот конец, кинетическая энергия передается устройству модуляции 1, эластичный элемент 3 которого начинает сжиматься и в процессе этого начинает перемещать центробежный инерционный груз 2 вперед. Поглощение энергии, таким образом осуществленное, имеет результатом постепенное снижение усилия тяги, которое осуществляет крюк CR на перекладину катапультирования В согласно кривой, представленной Y2 на фиг. 3. Это снижение усилия тяги имеет следствием сопутствующее снижение усилия в подкосе CF самолета А согласно кривой, представленной Х2 на фиг. 2. Согласно изобретению задействованные параметры были выбраны таким образом, чтобы в тот момент, когда таран BL начинает входить в устройство торможения F, как показывают фиг. 2 и 3 в момент Т, усилие тяги ЕС (фиг. 3) и усилие ECF в подкосе CF (фиг. 2) становятся равными нулю, в то время как скорость перемещения переднего шасси по отношению к самолету сходит на нет. Так как в этот момент Т перекладина катапультирования В и, разумеется, весь комплекс самолета начинают иметь скорость, превышающую скорость салазок С, переднее шасси TAV и элементы конструкции самолета А находятся отныне в состоянии, не нагруженном катапультой.

Из этого следует устранение вредных колебаний таким образом, что конструктор самолета более не должен заботиться об укреплении конструкции или об особой защите различного оборудования самолета.

Кроме того, перекладина катапульты В не подвергается риску задеть взлетную палубу и может быть поднята в полной безопасности во время первых моментов после взлета.

Чтобы аннулировать в момент Т усилие тяги и усилие в подкосе, четыре параметра являются определяющими: масса центробежного инерционного груза 2, жесткость и начальное сжатие эластичного элемента 3 и расстояние dl между входом в устройство торможения F и начальным положением заднего конца этого эластичного элемента 3.

Выбор этих четырех параметров определяет протекание во времени функционирования катапульты. Обратившись к фиг. 2, мы видим, что колебания, свойственные переднему шасси (уподобляемые колебаниям в подкосе CF), имеют период tl, который, для ясности и в зависимости от типа рассматриваемого самолета, может быть порядка нескольких десятков миллисекунд, обычно 20 миллисекунд.

Оказалось, что для получения аннулирования усилий во времени Т следует выбрать интервал времени t2, который должен пройти между моментом, когда салазки С столкнуться с центробежным инерционным грузом, и моментом Т, со значением в три или в два периода t1. В избранном примере, следовательно, этот интервал будет расположен приблизительно между 6 и 40 миллисекундами и будет желательно выбран в 35 миллисекунд для самолета заданных массы и конфигурации.

Параметры, указанные здесь, могут легко регулироваться даже в ходе функционирования катапульты. Таким образом, например, устройство модуляции 1 может быть смонтировано мобильным в устройстве наведения G и быть оснащено, к примеру, роликами и автономным приводящим в движение двигателем. Кроме того, можно предусмотреть центробежный инерционный груз, составленный из многих элементарных масс, которые можно будет располагать в устройстве наведения G в зависимости от нужд. Посадка начального сжатия эластичного элемента 3, успешно сделанного в виде винтовой пружины, может быть достигнута использованием упора (не представленного), размещенного сзади этой пружины и связанного с центробежным инерционным грузом 2 винтом (также не представленным), позволяющим урегулировать максимальную длину пружины.

В примере, который мы только что описали, параметры выбраны таким образом, что в начале торможения усилия ECF и ЕС становятся равными нулю одновременно с тем, как скорость перемещения переднего шасси TAV по отношению к конструкции самолета сходит на нет. Тем не менее, снижение усилия тяги, вызванное таким образом, уменьшает также общую эффективность катапульты.

С целью как можно менее изменить в сторону ухудшения технические характеристики катапульты параметры устройства модуляции согласно изобретению могут также быть отрегулированы для того, чтобы усилие тяги ЕС после того, как оно снизилось в первый момент, немного вновь увеличилось сразу после момента, когда салазки начинают тормозить. (Смотри кривую Y4 на фиг. 3). Таким образом, прогибание усилия тяги может произойти позже, тогда как переднее шасси TAV может тем не менее быстро вернуться в положение покоя после отсоединения от крюка CR (смотри кривую Х4 на фиг. 2).

Чтобы получить эту кривую модуляции Y4, мы выберем для эластичного элемента или пружины 3 более сильную жесткость, в то время как комплекс устройства модуляции будет расположен более близко к входу в устройство торможения F, чем в предыдущем случае. Увеличение усилия тяги получено расслаблением пружины после того, как она прошла через максимум сжатия.

Теперь мы обратимся к фиг. 5А и 5С, чтобы описать способ конкретного осуществления устройства временной тяги согласно изобретению в его применении к катапульте для авианосцев.

Эта катапульта содержит два рядом расположенных цилиндра 4а и 4b, размещенных в длину по отношению к направлению взлетной полосы авианосца под верхней палубой корабля. Их длина может достигать от пятидесяти до ста метров, к примеру.

Поршень 5 (только один из них виден на фигурах) скользит в каждом из цилиндров 4а, 4b под действием водяного пара под давлением, который вбрасывается в их верхний конец при помощи установки впрыскивания, которая сама по себе известна и не представлена на фигурах.

Каждый поршень 5 несет таран 6, представленный в виде усеченного конуса, расположенного на нижнем конце.

Кроме того, каждый поршень соединен с едиными салазками 7 при помощи элементов соединения 8 проходящим вверх, начиная с соответствующего поршня, через продольную щель 9, сделанную вдоль каждого цилиндра 4а, 4b. Продольное соединение (здесь не представленное и которое может быть типа, описанного в патенте US 4252285) позволяет обеспечить непроницаемость цилиндров, одновременно позволяя проходу салазок во время функционирования катапульты.

Салазки, соединенные с двумя поршнями 5, таким образом направляются движением каждого из этих поршней в их соответствующих цилиндрах 4а, 4b и другими способами, которые сами по себе известны.

Элемент 10, снабженный выемкой 11 на своем нижнем конце и жестко связанный с салазками 7, играет свою роль крюка и проходит через щель, которая не видна на фиг. 5А, 5В и 5С, сделанную в палубе авианосца.

Нижний конец (следовательно, в конце взлетной полосы) каждого цилиндра 4а, 4b закрыт устройством торможения 13, работающим по принципу испускания воды, когда таран 6 поршня 5 туда попадает.

Следует отметить, что конструкция, которая здесь описывается, является классической и используется обычно в катапультах на авианосцах.

Согласно изобретению рельс 14 закреплен между двумя цилиндрами 4а и 4b. Он располагается параллельно цилиндрам по направлению назад на заранее определенном расстоянии, начиная с нижнего конца катапульты, где он снабжен упором 15.

Центробежный инерционный груз 16 смонтирован скользящим по рельсу 14, одновременно будучи направляем по нему с помощью желобка 17 дополняющей рельс 14 формы, сделанного в центробежном инерционном грузе 16. Винтовая пружина 18 закреплена на центробежном инерционном грузе 16, располагаясь назад параллельно осям цилиндров 4а и 4b. Эта пружина предназначена взаимодействовать с ударной поперечной пластиной 19, закрепленной у переднего борта пластины сцепления 10 салазок 7.

Функционирование этой катапульты предстает после изучения фиг. с 5А по 5С, которые представляют три стадии этого процесса.

На фиг. 5А салазки 7 были запущены (самолет не представлен) и находятся на пути прибытия в зону устройства модуляции 1. Винтовая пружина 18 еще расслаблена и центробежный инерционный груз 16 еще находится в неподвижном положении на своем рельсе 14.

На фиг. 5В пластина 19 сжала пружину 18, которая в свою очередь заставляет двигаться центробежный инерционный груз 16 на своем рельсе 14. Передний конец тарана 6 находится прямо у входа в устройство торможения 13. Эта фигура соответствует моменту Т фиг. 2 и 3; усилия ECF и ЕС уже превратились в нулевые и переднее шасси TAV покидает крюк 10, 11 без воздействия каких-либо колебаний.

На фиг. 5С катапульта достигла конца пробега. Таран 6 полностью вошел в устройство торможения 13 и, следовательно, остановился, центробежный инерционный груз 16 находится в столкновении с упором 15 и пружина 18 снова расправлена.

Салазки 7 могут быть возвращены назад до крайних концов цилиндров 4а и 4Ь, а устройство модуляции перемещено до положения на фиг. 5А для того, чтобы катапульта смогла начать новый цикл эксплуатации.

Фиг. с 6А по 6С представляют вариант изобретения, в котором центробежный инерционный груз 16А сформирован из корпуса, по большей части представляющего цилиндр, скользящий по рельсу 14А, расположенному между цилиндрами 4а и 4b. Этот цилиндрический корпус содержит стержень наведения 20, на который надета винтовая пружина 18, таким образом, следовательно, можно избежать продольного изгиба при ее сжатии. Более того, этот цилиндрический корпус оборудован с каждой стороны узлами 17А, адаптированными к рельсу 14 для того, чтобы позволить его наведение вдоль этого рельса.

Кроме того, салазки 7 несут ударную пластину 19А, в которой предусмотрено отверстие 21 для того, чтобы пропустить стержень наведения 20 центробежного инерционного груза 16А.

Фиг. с 6А по 6С представляют катапульту согласно этому варианту в тех же соответствующих позициях, что и фиг. с 5А по 5С.

Фиг. 7 представляет другой вариант изобретения, на котором центробежный инерционный груз 16В сформирован из телескопического корпуса с цилиндром 22 и поршнем 23, проводимом в этом цилиндре. Пружина 18 надета вокруг цилиндра 22 в то время, как дополнительная пружина 24 помещена внутри него. Жидкость, содержащаяся в цилиндре, позволяет получить эффект амортизации при прохождении с одного конца до другого поршня 23. Это расположение позволяет ослабить удар комплекса 1В об упор 15.

Фиг. 7А представляет другой вариант изобретения, на котором эластичный элемент устройства модуляции представляет собой пружину на газу. Более точно выражаясь, в этом случае усилие модуляции достигается сжатием объема газа, заключенного в пространстве 31, ограниченном цилиндром, образующим центробежный инерционный груз 32. Этот груз установлен на катапульте, например, как это сделано с центробежным инерционным грузом 16А или 16В.

Цилиндр закрыт в своей нижней части и закупорен в своей верхней части поршнем 33. Салазки 7 оборудованы тараном 34, направленным к нижнему концу, который может входить в центробежный инерционный груз 32 через перегородку верхнего конца 35 этого груза для того, чтобы отодвинуть поршень и таким образом сжать объем газа. Длина тарана 34 заметно соответствует прохождению поршня 33 внутри пространства 31.

В этом последнем варианте предпочтительнее будет, чтобы объем газа, содержащегося в пространстве 31, был сжат заранее так, чтобы значительное усилие по модуляции смогло бы осуществиться сразу же после начала движения поршня 33.

Таким образом, например, для ясности и для данного самолета и данной катапульты пространство 31 может иметь длины от 1 до 2 метров, а газ может быть заранее сжат под давлением от нескольких десятков до нескольких сотен бар, таран 34 может иметь длину примерно от 1 до 2 метров.

Фиг. 8 показывает другой способ осуществления, в котором устройство модуляции 1С образовано одной или многими вытяжными трубами 25, сделанными в перегородке цилиндров 4а и 4b около их нижних концов. Эти вытяжные трубы могут быть по возможности закрыты заслонками 24. Их роль заключается в создании предумышленной утечки, желательно регулируемой, в цилиндрах 4а и 4Ь, чтобы снизить там давление пара и таким образом усилие, которое поршень 5 может придать салазкам 7. Разумно распределив эти вытяжные трубы по длине цилиндров, мы можем получить кривую модуляции, подобную изображенной на Y3 на фиг. 3, и добиться создания нулевых усилий в момент Т. Фиг. 8 также показывает часть палубы авианосца, а также борт щели 12, которая там сделана для катапульты.

Фиг. 9 представляет схематично другой способ осуществления изобретения, в котором устройство модуляции 1D позволяет модулировать усилие тяги при помощи действия торможения жестко связанной части салазок 7 на жестко связанной части цилиндров 4а и 4b катапульты.

Таким образом, рельс 14А, в профиле похожий на перевернутое Т, жестко скреплен с двумя цилиндрами 4а и 4b, располагаясь между ними как рельс 14, описанный ранее. В этом случае салазки 7 оборудованы элементом (обозначенным 27 на фиг. 9), который позволяет применить усилие торможения на рельсе 14А.

Это усилие торможения может быть разного происхождения. Например, салазки 7 могут быть снабжены одним или несколькими тормозными башмаками, действующими путем трения на рельс 14А и приводимыми в действие устройством управления, которое само по себе известно. Тормоз может в таком случае успешно предстать в виде тормозной колодки 28, как схематично показано на фиг. 9.

Вариант этого способа осуществления состоит в том, чтобы оснастить салазки генератором магнитного поля, направленного перпендикулярно к вертикальной части рельса 14А, как электромагнит или постоянный магнит, который может породить в рельсе токи Фуко во время движения салазок 7. Использование электромагнита позволит легко регулировать усилие торможения путем отрегулирования электрического тока для намагничивания.

Наконец, согласно способу осуществления на фиг. 10 устройство модуляции 1Е согласно изобретению является тем же, что представлено на фиг. с 4 по 5С, при оговорке лишь, что центробежный инерционный груз 16 расположен сзади пружины 18, а эта последняя снабжена устройством зацепки 29, взаимодействующим с ударной лапкой 30, предусмотренной на поршне 5. Этот комплекс располагается под цилиндрами 4а и 4b.

В этом случае снаряжение, образованное устройством модуляции 1Е, протягивается салазками 7 вместо того, чтобы подталкиваться, что не меняет фундаментально его функционирование.

Мы, следовательно, отмечаем, что благодаря изобретению налаживание параметров функционирования устройства модуляции позволяет достичь удовлетворительного компромисса между различными условиями функционирования, которые должна осуществлять катапульта в области продвижения массы и полетной скорости корабельных самолетов, и их полетными конфигурациями, без того, чтобы конструкции этих самолетов были бы специально адаптированы к удару по выходу из катапульты.

Несмотря на то, что изобретение было описано в своем специальном применении к катапульте для авианосцев, мы понимаем, что оно может быть использовано во всех случаях, когда объект должен быть временно приведен в ускорение, затем оставлен свободным для продолжения своего движения. Также мы считаем, что идеи изобретения могут применяться там, где движение объекта идет по кривой или прямолинейно.

В частности, изобретение может успешно применяться во всех случаях, когда объект, который должен ускориться, является цельным комплексом, представляющим части, чувствительные к удару по окончании ускорения. Это может быть случай, например, спутников, ракет, торпед или объектов, предназначенных для лабораторных исследований. Для этих типов использования мы приспособим характеристики изобретения к физическим характеристикам объекта (масса, скорость, ускорение, период колебаний, вызванных ударом) путем применения классических правил механики.


Формула изобретения

1. Устройство временной тяги, предназначенное для придания мобильной массе (A, TAV, CF) очень сильного ускорения, содержащее устройство наведения (8, 9), салазки (7), смонтированные скользящим образом по отношению к этому устройству наведения (8, 9), устройство двигателя (4а, 4b, 5) для придания вышеназванным салазкам движения ускорения вдоль этого устройства наведения (8, 9) в направлении, расположенном в направлении ускорения вышеназванной массы (А, TAV, CF), и средства соединения (10, 11) для того, чтобы позволить временно жестко скрепить вышеназванную массу (А, TAV, CF) и вышеуказанные салазки (7) во время их ускорения, отличающееся тем, что вышеназванное устройство тяги также содержит устройство торможения (13) для того, чтобы в конце ускорения вышеуказанной массы затормозить вышеназванные салазки (7) и разорвать соединение между ними и вышеназванной массой (А, TAV, CF), при этом последняя является составленной из элементов (TAV, CF), связанных между собой гибким образом и способных передвигаться одни по отношению к другим под воздействием усилия тяги (ЕС), а также характеризуется тем, что содержит еще устройство модуляции (1) усилия тяги (ЕС), которое задействовано для того, чтобы в момент, когда связь между вышеуказанной массой (А, TAV, CF) и вышеназванными салазками (7) прервана, привести элементы (TAV, CF) вышеуказанной массы (А, TAV, CF) в состояние покоя одних по отношению к другим или близким к этому состоянию.

2. Устройство временной тяги по п.1, отличающееся тем, что вышеуказанное устройство модуляции (1) содержит центробежный инерционный груз (16), смонтированный свободно скользящим в направлении ускорения вышеуказанной массы (А, TAV, CF) между вышеназванными салазками (7) и вышеназванным устройством торможения (13), и снабжено эластичным продолговатым элементом (18; с 31 по 35), который располагается в вышеуказанном направлении и о который ударяются салазки (7) в конечной стадии ускорения перед тем, как прерывается вышеназванное соединение.

3. Устройство временной тяги по п.2, отличающееся тем, что вышеуказанный эластичный элемент (18) расположен вверху вышеуказанного центробежного инерционного груза (16) по отношению к направлению ускорения вышеуказанной массы (А, TAV, CF), и тем, что вышеуказанное устройство модуляции (1) толкается вышеназванными салазками (7).

4. Устройство временной тяги по п.2, отличающееся тем, что вышеуказанный эластичный элемент (18) расположен внизу вышеуказанного центробежного инерционного груза (16) по отношению к направлению ускорения вышеуказанной массы (А, TAV, CF), и тем, что вышеуказанное устройство модуляции (1) тянется вышеназванными салазками (7).

5. Устройство временной тяги по любому из предшествующих пп.2 - 4, отличающееся тем, что вышеуказанный эластичный элемент (18) является винтовой пружиной.

6. Устройство временной тяги по п.5, отличающееся тем, что вышеуказанный центробежный инерционный груз (16) содержит стержень наведения (20) для направления вышеназванной пружины (18) во время ее сжатия.

7. Устройство временной тяги по п.2 или 3, отличающееся тем, что вышеуказанный эластичный элемент является пружиной на газе (с 31 по 35).

8. Устройство временной тяги по п.7, отличающееся тем, что газ в вышеназванной пружине на газе (с 31 по 35) является заранее сжатым.

9. Устройство временной тяги по п.7 или 8, отличающееся тем, что вышеуказанный центробежный инерционный груз (32) ограничивает пространство (31), в котором заключен газ, тем, что поршень (33) смонтирован скользящим в вышеназванном пространстве (31), тем, что вышеуказанные салазки (7) несут таран (34), который может оттолкнуть поршень в вышеуказанном пространстве, чтобы сжать газ.

10. Устройство временной тяги по любому из предшествующих пп.2 - 9, отличающееся тем, что вышеуказанный центробежный инерционный груз (16В) содержит гидравлический амортизатор (23, 24) чтобы амортизировать его удар об упор (15), расположенный на нижнем конце пробега вышеназванного устройства модуляции (1B).

11. Устройство временной тяги по любому из предшествующих пп.2 - 10, отличающееся тем, что вышеуказанный центробежный инерционный груз содержит множество элементарных центробежных инерционных грузиков, которые могут устанавливаться или сниматься в зависимости от конфигурации вышеуказанной массы, предназначенной для ускорения (А, TAV, CF).

12. Устройство временной тяги по любому из предшествующих пп.2 - 11, отличающееся тем, что оно содержит устройство регулирования позиции для того, чтобы позволить регулирование позиции вышеуказанного устройства модуляции перед каждым запуском вышеназванной массы (А, TAV, CF).

13. Устройство временной тяги по любому из предшествующих пп.2 - 12, отличающееся тем, что оно также содержит устройство для того, чтобы перед каждым запуском вышеуказанной массы налаживать начальное натяжение в вышеназванном эластичном элементе (18; с 31 по 35).

14. Устройство временной тяги по п.1, отличающееся тем, что вышеуказанное устройство двигателя содержит, по меньшей мере, один комплекс цилиндр-поршень (4a, 4b, 5), предназначенный для того, чтобы подвергнуться давлению вызывающего движение газа, и тем, что вышеуказанное устройство модуляции (1C) содержит, по меньшей мере, одно отверстие (26), сделанное в вышеуказанном цилиндре.

15. Устройство временной тяги по п.1, отличающееся тем, что содержит устройство урегулирования вышеуказанного усилия тяги, тем, что вышеуказанное устройство модуляции интегрировано в вышеуказанное устройство урегулирования, и тем, что модуляция осуществляется путем прямого регулирования этого усилия тяги.

16. Устройство временной тяги по п.1, отличающееся тем, что вышеуказанное устройство модуляции (1D) содержит устройство торможения (27, 28), будучи оборудовано рельсом (14А), лежащим по направлению вышеназванного ускорения в нижней части пробега вышеназванных салазок (7), и устройство (27, 28), которое несут вышеуказанные салазки (7) для того, чтобы вызвать силу торможения салазок по отношению к вышеуказанному рельсу (14А).

17. Устройство временной тяги по п.16, отличающееся тем, что вышеуказанное устройство (27, 28), которое несут вышеуказанные салазки для того, чтобы вызвать силу торможения, содержит, по крайней мере, один тормозной башмак, который может быть задействован для воздействия на вышеуказанный рельс (14А).

18. Устройство временной тяги по п.17, отличающееся тем, что вышеуказанное устройство (27, 28), которое несут вышеуказанные салазки (7) для того, чтобы вызвать силу торможения, содержит генератор магнитного поля, которым можно управлять, чтобы воздействовать на вышеуказанный рельс (14А) с помощью токов Фуко.

19. Катапульта для авианосцев, отличающаяся тем, что она содержит устройство временной тяги согласно любому из предшествующих пунктов.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при старте самолетов с аэродромов

Изобретение относится к области морской авиации, в частности к способам подготовки самолета к взлету со стартовой позиции авианесущего корабля

Изобретение относится к самолетному оборудованию на аэродромах

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу взлета летательных аппаратов и катапульте для их взлета

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к катапультам для взлета преимущественно малоразмерных беспилотных летательных аппаратов

Изобретение относится к беспилотному летательному аппарату (БПЛА), устанавливаемому на его борту блоку видеоаппаратуры и катапультам для запуска БПЛА

Изобретение относится к способу изготовления фюзеляжа воздушного судна и к монтажной площадке для реализации этого способа

Изобретение относится к катапультным системам пуска летательных аппаратов. Способ холодного пуска включает использование газожидкостной совмещенной камеры, взаимодействующей с газовым баллоном и регулировочным клапаном в качестве пускового комплекса, обеспечение входа газа из газового баллона в газоприемный узел газожидкостной совмещенной камеры посредством регулировочного клапана, одновременный толчок всех рядов поршней в жидкостном приемном узле указанной газожидкостной совмещенной камеры и пуск груза при постоянной мощности. Устройство холодного пуска включает в себя газовый баллон, регулировочный клапан и газожидкостную совмещенную камеру. Резервуар высокоэнергетического газа соединен с вышеуказанным газовым баллоном, обеспечивая подвод энергии. Газовый баллон соединен с газоприемным узлом газожидкостной совмещенной камеры посредством регулировочного клапана и соединительной трубки. Устройство регенерации энергии включает подъемный цилиндр, транспортную тележку, датчик, демпфирующий цилиндр и направляющий брус. Достигается снижение энергопотребления пусковым устройством. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается устройств и механизмов для обеспечения взлета и посадки летательных аппаратов, может быть использовано для оборудования укороченных взлетных и посадочных полос авианосцев. Взлетно-посадочный комплекс авианесущего корабля содержит катапульту и/или авиафинишер, работа которых основана на усилии, по крайней мере, одного подводного парашюта. Распределение усилия парашютов по потребителям обеспечивается либо не обеспечивается барабанно-распределительным механизмом. Обеспечивается возможность использования силового устройства для аэрофинишера и катапульты, улучшаются условия их эксплуатации. 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к катапульте для взлета беспилотных летательных аппаратов. Катапульта содержит направляющую (1) с тележкой (2), разгонное устройство тележки, включающее в себя силовой пневмоцилиндр (5) с поршнем (6) и трос (12) с блоками (11), один конец троса соединен с тележкой, на тележке смонтирован узел стыковки с летательным аппаратом, на направляющей установлено тормозное устройство (3). На направляющей и тележке установлено устройство фиксации стартового положения тележки, разгонное устройство содержит источник (17) сжатого газа и ресивер. Контроллер обеспечивает прекращение подачи сжатого газа в цилиндр до момента контакта тележки с тормозным устройством, стопоры убираются до момента контакта тележки с тормозным устройством, ролики контактируют с нижними поверхностями летательного аппарата, выступы и стопоры взаимодействуют с ответными силовыми элементами летательного аппарата, ускорение тележки с летательным аппаратом, создаваемое разгонным устройством, превышает ускорение летательного аппарата, создаваемое его силовой установкой. Технический результат заключается в повышении надежности запуска летательного аппарата. 10 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания механизма катапультирования для авианосцев

Наверх