Беспилотный летательный аппарат с дополнительными сбрасываемыми навесными топливными баками

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательного аппарата. Аппарат оснащен переливными магистралями с обратными клапанами и узлами стыковки-сброса, которые выполнены в виде цанговых замков с силовыми приводами, имеющими выступающие разжимные кулачки с буртиками и осевые разжимающие штоки, двух захватов кулачков цанговых замков и пары ползунов, установленных в хвостовой части навесного бака с направляющими, закрепленными вдоль корпуса аппарата; силового привода со штоком, установленного на навесном баке на оси поворота; рычага, имеющего переднюю по полету ось поворота, закрепленную в корпусе навесного бака; промежуточную ось поворота, связанную со штоком силового привода и заднюю ось поворота, а также опоры, скрепленной с летательным аппаратом. На наружной стороне опоры выполнен узел размещения задней оси поворота рычага, при этом конструкция опоры выполнена с возможностью отделения рычага от аппарата при выпущенном штоке силового привода, а длина направляющих выбрана из условия выхода из них ползунов в указанном положении штока. Технический результат - увеличение вероятности безопасного сброса навесного бака. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательного аппарата, в частности к навесным топливным бакам, сбрасываемым в полете после выработки из них топлива.

Известен беспилотный летательный аппарат (БПЛА) с дополнительными сбрасываемыми навесными топливными баками (Полезная модель RU №19519 от 10.09.2001 г.), содержащий корпус с двигательной установкой, топливным баком, системой управления, полезной нагрузкой и аэродинамическими поверхностями, оснащенный одним или несколькими дополнительными сбрасываемыми навесными топливными баками, соединенными с летательным аппаратом узлами механической стыковки-сброса и сообщенными с топливным баком БПЛА переливными магистралями с обратными клапанами.

В известном устройстве узлы стыковки-сброса не обеспечивают установку дополнительных топливных баков перед сбрасыванием под углом к продольной оси БПЛА и создание усилия, отводящего сбрасываемый бак от направления полета БПЛА. Таким образом, в известном устройстве после растыковки узлов стыковки-сброса траектория навесного топливного бака проходит вблизи поверхности БПЛА, что уменьшает вероятность безопасного, без повреждения БПЛА, сброса дополнительного бака при его размещении сверху БПЛА, а при больших скоростях полета уменьшается вероятность безопасного отделения и при размещении дополнительного бака снизу БПЛА, из-за уменьшения давления в зазоре между ЛА и сбрасываемым баком, в случае параллельного расположения их осей при сбросе.

Предлагаемым устройством решается задача увеличения вероятности безопасного сброса навесного бака при его расположении на корпусе БПЛА сверху, снизу или сбоку.

Для достижения указанного технического результата в БПЛА, оснащенном одним или несколькими дополнительными сбрасываемыми навесными топливными баками, сообщенными с топливным баком летательного аппарата переливными магистралями с обратными клапанами и соединенными с БПЛА узлами стыковки-сброса, узлы стыковки-сброса выполнены в виде установленных на элементах конструкции навесного бака в продольном направлении двух цанговых замков с силовыми приводами, имеющих выступающие разжимные кулачки с буртиками и осевые разжимающие штоки, связанные с силовыми приводами; двух захватов кулачков цанговых замков, закрепленных на БПЛА и содержащих полость с кольцевым буртиком; пары ползунов, установленных в хвостовой части навесного бака с направляющими, закрепленными вдоль корпуса летательного аппарата; силового привода со штоком, установленного на навесном баке на оси поворота; рычага, имеющего переднюю по полету ось поворота, закрепленную в корпусе навесного бака, промежуточную ось поворота, связанную со штоком силового привода и заднюю ось поворота; опоры, скрепленной с летательным аппаратом, на наружной стороне которой выполнен узел размещения задней оси поворота рычага, при этом конструкция опоры выполнена с возможностью отделения рычага от летательного аппарата при выпущенном штоке силового привода, а длина направляющих выбрана из условия выхода из них ползунов в этом положении штока.

Кроме того, для отделения рычага от БПЛА при выпущенном штоке силового привода, узел размещения задней оси поворота рычага на опоре может быть выполнен в виде петли с вырезом, совпадающим с направлением движения рычага при отделении.

Кроме того, для обеспечения сброса опоры вместе с дополнительным топливным баком опора может быть выполнена в виде установленного на БПЛА ложемента с отверстием, скрепленного с рычагом через заднюю ось поворота, а с БПЛА - дополнительным цанговым замком, установленным с наружной стороны ложемента над отверстием и дополнительным захватом кулачков цангового замка, закрепленным на БПЛА под отверстием ложемента, выполненными аналогично конструкции цангового замка и захвата узлов стыковки-сброса, при этом силовым приводом дополнительного цангового замка является рычаг, на котором размещен кронштейн с отверстием, охватывающим разжимающий шток, содержащий участок свободного хода кронштейна и ограничитель свободного хода. Кроме того, для обеспечения перекрытия полости цангового захвата после сброса дополнительного топливного бака в ней может быть расположена подпружиненная заглушка входного отверстия, снабженная буртиком.

Кроме того, для уменьшения времени срабатывания и габаритов узлов стыковки-сброса привод цангового замка и (или) рычага может быть выполнен в виде силового цилиндра, а также сообщенного с ним источника газа высокого давления с пусковым устройством.

Кроме того, для ускорения отвода навесного топливного бака от БПЛА и дополнительного увеличения безопасности сброса навесного топливного бака он может быть снабжен аэродинамической поверхностью, расположенной в его хвостовой части вблизи корпуса БПЛА, а ползуны выполнены на противоположных концах задней кромки аэродинамической поверхности.

Отличительными признаками предлагаемой конструкции БПЛА с дополнительными сбрасываемыми топливными баками от указанной выше известной является наличие узлов стыковки-сброса, выполненных в виде установленных на элементах конструкции навесного бака в продольном направлении двух цанговых замков с силовыми приводами, имеющих выступающие разжимные кулачки с буртиками и осевые разжимающие штоки, связанные с силовыми приводами; двух захватов кулачков цанговых замков, закрепленных на БПЛА и содержащих полость с кольцевым буртиком; пары ползунов, установленных в хвостовой части навесного бака с направляющими, закрепленными вдоль корпуса БПЛА; силового привода со штоком, установленного на навесном баке на оси поворота; рычага, имеющего переднюю по полету ось поворота, закрепленную в корпусе навесного бака, промежуточную ось поворота, связанную со штоком силового привода и заднюю ось поворота; опоры, скрепленной с летательным аппаратом, на наружной стороне которой выполнен узел размещения задней оси поворота рычага, при этом конструкция опоры выполнена с возможностью отделения рычага от летательного аппарата при выпущенном штоке силового привода, а длина направляющих выбрана из условия выхода из них ползунов в этом положении штока.

Кроме того, дополнительными отличительными признаками могут быть выполнение узла размещения задней оси поворота рычага на опоре в виде петли с вырезом, совпадающим с направлением движения рычага при отделении, а также выполнение опоры в виде установленного на БПЛА ложемента с отверстием, скрепленного с рычагом через заднюю ось поворота, а с БПЛА - дополнительным цанговым замком, установленным с наружной стороны ложемента над отверстием и дополнительным захватом кулачков цангового замка, закрепленным на БПЛА под отверстием ложемента, выполненных аналогично конструкции цангового замка и захвата узлов стыковки-сброса, при этом силовым приводом дополнительного цангового замка является рычаг, на котором закреплен кронштейн с отверстием, охватывающим разжимающий шток, содержащий участок свободного хода кронштейна и ограничитель свободного хода.

Кроме того, дополнительными отличительными признаками могут быть наличие в полости цангового захвата подпружиненной заглушки входного отверстия, снабженной буртиком или выполнение привода цангового замка и (или) привода рычага в виде силового цилиндра, а также сообщенного с ним источника газа высокого давления с пусковым устройством, или снабжение навесного топливного бака аэродинамической поверхностью, расположенной в его хвостовой части вблизи корпуса летательного аппарата и выполнение ползунов на противоположных концах задней кромки аэродинамической поверхности.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат:

- увеличивается вероятность безопасного сброса навесного бака при его расположении на корпусе БПЛА сверху, снизу или сбоку;

- обеспечивается возможность отделения рычага от летательного аппарата при выпущенном штоке силового привода, а также возможность сброса опоры рычага при сбросе дополнительного топливного бака;

- обеспечивается минимальное аэродинамическое сопротивление корпуса БПЛА в местах стыковки дополнительного бака после его сброса;

- обеспечивается быстродействие при малом объеме и габаритах приводов узлов стыковки-сброса дополнительного топливного бака;

- обеспечивается дополнительное усилие на наиболее близко расположенную к БПЛА при отделении хвостовую часть сбрасываемого бака, создающее вращающий момент, ускоряющий отвод сбрасываемого бака от БПЛА.

В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации совокупность признаков, характеризующая БПЛА с дополнительными навесными топливными баками, содержащий предлагаемые узлы стыковки-сброса, не обнаружена. Таким образом, предлагаемое изобретение соответствует критерию охраноспособности "новое".

На основании сравнительного анализа предложенного технического решения с известным уровнем техники по источникам научно-технической и патентной литературы можно утверждать, что между совокупностью признаков, в том числе и отличительных, и выполняемых ими функций и достигаемых целей существует неочевидная причинно-следственная связь. На основании вышеизложенного можно сделать вывод о том, что техническое решение не следует явным образом из уровня техники, и, следовательно, соответствует критерию охраноспособности "изобретательский уровень".

Предложенное техническое решение может найти применение в конструкциях БПЛА. Причем это могут быть как заново изготавливаемые, так и модернизируемые, ранее изготовленные БПЛА, что не требует значительных конструктивных изменений. Таким образом, предлагаемое изобретение соответствует критерию охраноспособности "промышленно применима".

Изобретение поясняется прилагаемыми чертежами.

На фиг.1 показан вид сбоку БПЛА с установленным дополнительным топливным баком, с частично вскрытой наружной обшивкой.

На фиг.2 представлен цанговый замок с захватом кулачков цангового замка, вид сбоку в разрезе (выносной элемент А, фиг.1).

На фиг.3-4 показан вид сверху и сзади предлагаемого устройства в районе расположения хвостовой части дополнительного навесного топливного бака.

На фиг.5 показан вид сверху предлагаемого устройства в районе головной части дополнительного навесного топливного бака со снятой наружной обшивкой.

На фиг.6 и 7 показаны варианты конструкции узла размещения задней оси поворота рычага на опоре.

На фиг.8 показано поперечное сечение дополнительного цангового замка крепления к БПЛА опоры рычага, выполненной в виде ложемента.

БПЛА содержит корпус 1 с двигательной установкой 2, топливным баком 3 и оснащен одним или несколькими дополнительными сбрасываемыми навесными топливными баками 4, сообщенными с топливным баком 3 летательного аппарата переливными магистралями 5 с обратными клапанами 6 и соединенными с летательным аппаратом узлами механической стыковки-сброса, которые выполнены в виде установленных на элементах конструкции навесного бака 4 в продольном направлении двух цанговых замков 7 с силовыми приводами 8, имеющих выступающие разжимные кулачки 9 (см. фиг.1, 2) с буртиками 10, осевые разжимающие штоки 11, связанные с силовыми приводами 8; двух захватов 12 кулачков 9 цанговых замков 7, закрепленных на корпусе 1 БПЛА и содержащих полость 13 с кольцевым буртиком 14; пары ползунов 15 (фиг.1, 3, 4), установленных в хвостовой части навесного бака 4 с направляющими 16, закрепленными вдоль корпуса 1; установленного на навесном баке на оси 17 поворота силового привода 18 со штоком 19; рычага 20, имеющего переднюю по полету ось 21 поворота, закрепленную в корпусе навесного бака 4, промежуточную ось 22 поворота, связанную со штоком 19 силового привода 18 и заднюю ось 23 поворота; опоры 24, скрепленной с корпусом 1 летательного аппарата, на наружной стороне опоры 24 выполнен узел 25 размещения задней оси 23 поворота рычага 20, при этом конструкция опоры 24 выполнена с возможностью отделения рычага 20 от корпуса 1 БПЛА при выпущенном штоке 19 силового привода 18, а длина направляющих 16 выбрана из условия выхода из них ползунов 15 при выпущенном положении штока 19.

Рычаг 20 для обеспечения устойчивости бака 4 на БПЛА может быть выполнен раздвоенным относительно плоскости симметрии бака 4, соответственно ось 23, опора 24 и узел 25 могут содержать по две составляющие одинаковой конструкции (фиг.5).

Узел размещения задней оси 23 поворота рычага 20 на опоре 24 может быть выполнен в виде петли 26 с вырезом 27, совпадающим с направлением положения рычага 20 при отделении от БПЛА (фиг.6).

Как вариант, вырез 27 в петле 26 может быть выполнен меньше наружного диаметра оси 23, а на размещенной в петле 26 части оси 23 выполнены лыски 28, образующие остаточную ширину 29 оси 23 меньше ширины 30 выреза 27 петли 26 (фиг.7).

Опора может быть выполнена в виде ложемента 31 с отверстием 32 (фиг.8), установленного на корпусе 1 БПЛА и скрепленного осью 23 с рычагом 20. Крепление ложемента 31 к корпусу 1 БПЛА может быть реализовано дополнительным цанговым замком 7 (см. фиг.8), установленным с наружной стороны ложемента 31 над отверстием 32 и дополнительным захватом 12, закрепленным на корпусе 1 БПЛА под отверстием 32, при этом на рычаге 20 размещен кронштейн 33 с отверстием 34, охватывающим разжимающий шток 11, содержащий участок 35 свободного хода кронштейна 33 и ограничитель, выполненный, например, в виде гайки 36, соединенной со штоком 11 при помощи резьбы 37, при этом размещение гайки 36 на штоке 11 выбирается из условия выдвижения кронштейном 33 штока 11 в положение, не разжимающее кулачки 9 в процессе вращения рычага 20 перед его отделением от летательного аппарата.

В полости 13 цангового захвата 12 (см.фиг.2 и 8) может быть расположена подпружиненная пружиной 38 заглушка 39 входного отверстия 40 захвата 12, снабженная буртиком 41.

Привод 8 цангового замка 7 и (или) привод 18 рычага 20 может быть выполнен в виде силового цилиндра 42 и источника 43 газа высокого давления с пусковым устройством 44, сообщенного с силовым цилиндром 42 (фиг.2).

Навесной топливный бак 4 может быть снабжен аэродинамической поверхностью 45 (см. фиг.3 и 4), расположенной в хвостовой части топливного бака 4 вблизи корпуса 1 летательного аппарата, а ползуны 15 выполнены на противоположных концах задней кромки аэродинамической поверхности 45.

Цанговые замки 7 (см.фиг.2 и 8) могут содержать хвостовики 46 с отверстием под шток 11, а разжимные кулачки 9 каждого цангового замка 7 могут быть установлены на соответствующий хвостовик 46 с возможностью их поворота относительно хвостовика 46, который при этом выступает за корпус цангового замка 7 и имеет на выступающей части резьбу 47 с гайкой крепления 48, опирающейся на корпус соответствующего замка 7.

Описанное устройство по п.1 формулы изобретения работает следующим образом. Перед установкой дополнительного навесного топливного бака 4 обеспечивается выдвижение осевых разжимающих штоков 11 всех цанговых замков 7, что обеспечивает обжатие разжимных кулачков 9 с буртиками 10. Дополнительный навесной сбрасываемый бак 4 устанавливается на корпус 1 БПЛА таким образом, чтобы выступающие из бака 4 кулачки 9 с буртиками 10 каждого цангового замка 7, находящиеся при выдвинутом штоке 11 в обжатом положении вошли в соответствующую полость 13 всех цанговых захватов 12. После чего штоки 11 вдвигаются в осевом направлении между кулачками 9, разжимая их, при этом наклонная поверхность буртика 10 кулачков 9 цангового замка 7 упирается в наклонную поверхность кольцевого буртика 14, обеспечивая фиксацию бака 4 на корпусе 1 БПЛА. Дополнительно крепление бака 4 может быть усилено затяжкой гайки 48 на резьбе 47 хвостовика 46, что обеспечивает повышение удельного давления на прижимающихся поверхностях буртиков 10 и 14.

В полете БПЛА с работающим двигателем 2 топливо из дополнительного навесного сбрасываемого бака 4 по магистрали 5 через обратный клапан 6 переливается в бак 3 БПЛА, замещая в баке 3 топливо, поступившее в двигатель 2. После опорожнения бака 4 задействуются силовые приводы 8 двух цанговых замков 7, связанные со штоками 11, обеспечивая выдвижение разжимающих кулачки 9 штоков 11. Кулачки 9 цанговых замков 7 сжимаются, обеспечивая возможность их выхода из полостей 13 соответствующих цанговых захватов 12, при этом крепление бака 4 к корпусу 1 БПЛА расфиксируется (фиг.1, 2). Одновременно или с незначительной задержкой задействуется привод 18 рычага 20. При этом шток 19 выдвигается из привода 18, воздействует через ось 22 на рычаг 20, вращая его относительно передней оси 21. Учитывая, что задняя ось 23 поворота рычага 20 расположена в узле 25 ложемента 24, вращение рычага 20 в осях 21 и 23 обеспечивается изменением его угла наклона по отношению к корпусу 1 БПЛА.

Носовая часть бака 4, связанная с рычагом 20 осью 21, приподнимается над корпусом 1 БПЛА, а хвостовая часть бака 4 благодаря ползунам 15, находящимся в направляющих 16, перемещается в противоположном полету направлении. В совокупности бак 4 с рычагом 20, осями 21 и 23, узлом 25, ползунами 15 и направляющими 16 образуют кривошипно-шатунный механизм, по аналогии с известным в технике кривошипно-шатунным механизмом теплового двигателя, при этом роль шатуна играет бак 4, а кривошипом является рычаг 20. После выхода штока 19 силового привода 18 рычаг 20 устанавливает бак 4 под углом к корпусу 1 БПЛА и обтекающему БПЛА потоку воздуха, при этом рычаг 20 перестает оказывать давление отталкивания осью 23 на узел 25 опоры 24, а ползуны 15 выходят из направляющих 16 вследствие определенной длины направляющих 16. В результате установки бака 4 под углом к обтекающему БПЛА потоку воздуха аэродинамическая сила действия на него потока воздуха (Fa на фиг.1) также направлена под углом к направлению полета и обтекающему потоку воздуха и состоит из двух составляющих (см. фиг.1) - силы Fy, отводящей бак 4 от корпуса 1 БПЛА в перпендикулярном направлении, и силы Fx, сносящей бак 4 в противоположном полету БПЛА направлении. Бак 4 подхватывается обтекающим БПЛА потоком воздуха, при этом рычаг 20 с осью 23 отделяется от узла 25 опоры 24 корпуса 1 БПЛА. Бак 4 перемещается в диагональном направлении силы Fa с увеличением расстояния от оси БПЛА, и благодаря этому при отделении обеспечивается исключение взаимодействия бака 4 с элементами конструкции БПЛА, следовательно, обеспечивается увеличение вероятности безопасносного сброса бака 4 для БПЛА, что особенно важно при больших скоростях полета и нестационарных характеристиках обтекающего потока воздуха.

Поскольку обтекающий корпус 1 БПЛА поток воздуха присутствует со всех сторон корпуса 1 вокруг его оси, на бак 4, расположенный вдоль корпуса 1 сбоку или снизу БПЛА и установленный предлагаемым устройством по п.1 под углом к оси корпуса 1 и обтекающего БПЛА потока воздуха, также будут действовать силы Fx и Fy, обеспечивая безопасный сброс бака 4 и в этих случаях расположения бака 4 относительно корпуса 1 БПЛА.

Устройство по п.2 формулы изобретения работает аналогично работе устройства по п.1, при этом, дополнительно, выполнение узла размещения оси 23 рычага 20 на опоре 24 в виде петли 26 (фиг.6) с вырезом 27, совпадающим с направлением движения рычага 20 при отделении, обеспечивает, за счет охвата петлей 26 оси 23 вплоть до совпадения направлений выреза 27 и движения рычага 20, фиксированное положение рычага 20, относительно БПЛА при установленном на нем баке 4, что улучшает условия работы ранее описанного устройства по п.1 формулы изобретения, а также исключает возможность несанкционированного выхода оси 23 из петли 26, обеспечивая тем самым повышение надежности предлагаемого в п.2 формулы устройства.

В варианте, представленном на фиг.7, выполненные лыски 28 на части оси 23, размещенной в петле 26, позволяют уменьшить ширину 30 выреза 27 в петле 26 и тем самым расфиксируется дополнительный цанговый замок 7 и крепление опоры, выполненной в виде ложемента 31, к корпусу 1 БПЛА.

Положение ограничителя - гайки 36 на штоке 11 выбирается таким образом, чтобы выдвижение штока 11 обеспечивалось перед отделением рычага 20 от БПЛА. Поскольку при этом рычаг 20 соединен осями 23 с ложементом 31, отделение рычага 20 от БПЛА происходит вместе с ложементом 31.

Устройство по п.4 формулы изобретения работает аналогично устройствам по п.п.1-3 формулы, дополнительно одновременно с выходом кулачков 9 из полости 13 цангового захвата 12 уменьшается давление буртиков 10 кулачков 9 через заглушку 39 на пружину 38, которая, разжимаясь, перемещает заглушку 39 к входному отверстию 40 полости 13 цангового захвата 12. В момент выхода поверхности заглушки 39 на уровень поверхности корпуса 1 БПЛА она буртиком 41 упирается в буртик 14 захвата 12 и удерживается в этом положении пружиной 38, таким образом после сброса бака 4 наружная поверхность БПЛА остается без открытых полостей 13 и обеспечивается минимальное аэродинамическое сопротивление БПЛА.

Устройство по п.5 формулы изобретения работает аналогично любому устройству по п.п.1-4, при этом для обеспечения расфиксации цангового замка 7 узлов стыковки-сброса навесного бака 4 к корпусу 1 БПЛА и (или) выдвижения штока 19 силового привода 18 рычага 20 задействуется пусковое устройство 44, инициирующее поступление газа высокого давления от источника 43 в силовой цилиндр 42 привода 8 цангового замка 7. При этом связанный с силовым приводом 8 разжимающий шток 11 цангового замка 7 выдвигается, обеспечивая возможность сжатия разжимных кулачков 9 с буртиками 10, освобождая их от зацепления с кольцевым буртиком 14 захвата 12, и обеспечивая возможность их выхода из полости 13 захвата 12, и (или) возможность вращения рычага 20 при выдвижении штока 19 приводом 18.

В качестве источника 43 газа высокого давления могут быть использованы твердотопливный газогенератор или газовый баллон, соответственно, пусковым устройством 44 для газогенератора будет пиросвеча, а для газового баллона - пусковой клапан.

Использование в качестве приводов 8 и 18 силового цилиндра 42, а также источника 43 газа высокого давления с пусковым устройством 44, обеспечивает благодаря высокому давлению газа создание приводами 8 и 18 больших усилий при срабатывании и соответственно небольшие габариты, а также быстродействие приводов 8 и 18 и облегчает их компоновку в составе бака 4 БПЛА.

Устройство по п.6 формулы изобретения работает аналогично изложенной выше работе любого устройства из п.п.1-5, при этом наличие на дополнительном сбрасываемом навесном топливном баке 4 в хвостовой его части вблизи корпуса 1 БПЛА аэродинамической поверхности 45 приводит при вращении рычага 20 к увеличению угла наклона относительно обтекающего БПЛА потока воздуха вместе с баком 4 и аэродинамической поверхности 45. Сила воздействия потока воздуха на поверхность 45 обеспечивает при сбросе бака 4 создание аэродинамической поверхностью 45 момента Мал (фиг.1), вращающего бак 4 относительно его центра тяжести, что ускоряет в процессе отделения отвод от корпуса 1 БПЛА наиболее близко расположенной к нему хвостовой части бака 4 и тем самым дополнительно увеличивает безопасность сброса навесного бака 4.

1. Беспилотный летательный аппарат, оснащенный одним или несколькими дополнительными сбрасываемыми навесными топливными баками, сообщенными с топливным баком летательного аппарата переливными магистралями с обратными клапанами и соединенными с летательным аппаратом узлами стыковки-сброса, отличающийся тем, что узлы стыковки-сброса выполнены в виде установленных на элементах конструкции навесного бака в продольном направлении двух цанговых замков с силовыми приводами, имеющих выступающие разжимные кулачки с буртиками и осевые разжимающие штоки, связанные с силовыми приводами; двух захватов кулачков цанговых замков, закрепленных на летательном аппарате и содержащих полость с кольцевым буртиком; пары ползунов, установленных в хвостовой части навесного бака с направляющими, закрепленными вдоль корпуса летательного аппарата; силового привода со штоком, установленного на навесном баке на оси поворота; рычага, имеющего переднюю по полету ось поворота, закрепленную в корпусе навесного бака, промежуточную ось поворота, связанную со штоком силового привода и заднюю ось поворота; опоры, скрепленной с летательным аппаратом, на наружной стороне которой выполнен узел размещения задней оси поворота рычага, при этом конструкция опоры выполнена с возможностью отделения рычага от летательного аппарата при выпущенном штоке силового привода, а длина направляющих выбрана из условия выхода из них ползунов в этом положении штока.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что узел размещения задней оси поворота рычага на опоре выполнен в виде петли с вырезом, совпадающим с направлением движения рычага при отделении.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что опора выполнена в виде установленного на летательном аппарате ложемента с отверстием, скрепленного с рычагом через заднюю ось поворота, а с летательным аппаратом - дополнительным цанговым замком, установленным с наружной стороны ложемента над отверстием, и дополнительным захватом кулачков цангового замка, закрепленным на летательном аппарате под отверстием ложемента, выполненных аналогично конструкции цангового замка и захвата узлов стыковки-сброса, при этом силовым приводом дополнительного цангового замка является рычаг, на котором закреплен кронштейн с отверстием, охватывающим разжимающий шток, содержащий участок свободного хода кронштейна и ограничитель свободного хода.

4. Летательный аппарат по пп.1-3, отличающийся тем, что в полости цангового захвата расположена подпружиненная заглушка входного отверстия, снабженная буртиком.

5. Летательный аппарат по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что привод цангового замка и (или) рычага выполнен в виде силового цилиндра, а также сообщенного с ним источника газа высокого давления с пусковым устройством.

6. Летательный аппарат по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что навесной топливный бак снабжен аэродинамической поверхностью, расположенной в его хвостовой части вблизи корпуса летательного аппарата, а ползуны выполнены на противоположных концах задней кромки аэродинамической поверхности.