Унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство и его силовой привод

Изобретение относится к авиационной технике, более конкретно к катапультным устройствам для подвески ракетного вооружения на самолетах. Унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство содержит корпус с узлами крепления к самолету, механизм катапультирования, силовой привод выведения ракеты, бортовой электроразъем для электрической связи борта ракеты с бортом самолета. Механизм катапультирования выполнен в виде установленных с возможностью вращения на закрепленных в корпусе осях переднего и заднего выводных рычагов. Ось переднего выводного рычага расположена в зоне размещения заднего бугеля ракеты, а ось заднего выводного рычага - в зоне размещения переднего бугеля ракеты соответственно. Указанные выводные рычаги связаны в средней части синхронизирующей их перемещение качалкой и несут на свободных концевых участках шарнирно закрепленные каретки для крепления ракеты. Каретка, закрепленная на заднем рычаге, имеет сбрасыватель, размещенный в направляющих каретки и взаимосвязанный тягой с передним выводным рычагом, причем как передний выводной, так и задний выводной рычаги снабжены упорами. Силовой привод содержит корпус с узлами крепления, полый плунжер с размещенным в нем пиропатроном, камеру сгорания, электрический жгут для подачи электроимпульса на пиропатрон. Пиропатрон снабжен электровоспламенителем с двумя мостиками накаливания и выполнен в виде цилиндрической гильзы с относительным удлинением λ=3…5, обуславливающей возможность снаряжения переменным количеством топлива. Технический результат направлен на повышение надежности подвески, транспортировки и пуска ракеты. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в качестве оснащенного силовым приводом катапультного устройства для подвески, транспортирования и боевого применения на самолетах ракетного вооружения.

Из патента США №4440365, класс B64D 1/02, 1984 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, которое 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.

К недостаткам известного решения следует отнести сложную и громоздкую конструкцию, при этом большое число кинематических звеньев обуславливают наличие значительных потерь на трение. Кроме того, в процессе катапультирования и возврата рычагов в транспортное положение требуются существенные затраты энергии.

Из патента США №4202576, класс B64D 1/02, 1980 известно авиационное катапультное устройство, содержащее подвешенную под самолетом систему для запирания на неподвижных узлах крепления груза, 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 указанная система снабжена устройством для запирания груза. Упомянутое 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 со вторым плечом кривошипного рычага, а противоположный его конец шарнирно связан со вторым плечом второго кривошипного рычага указанной пары. Под действием натяжного устройства происходит одновременное прямолинейное перемещение вверх каждого крюка, с обеспечением равномерного распределения усилий на каждый крюк.

Недостатком данного известного устройства является то, что оно имеет ограниченную зону размещения на самолете и может использоваться только для грузов с захватными ушками.

Из приложения к «Flight international», сб. статей под названием «История F-22-9», Т. 151 №4569, стр.16-17, 15.04.1997, известна вертикальная катапультирующая пусковая установка LAU -142/А, состоящая из силового корпуса, подвижной балки, соединенных между собой передним и задним рычагами, образующими механизм катапультирования, при этом ось вращения переднего рычага находится в зоне расположения переднего бугеля ракеты, а ось заднего рычага - в зоне расположения заднего бугеля ракеты соответственно. И передний и задний рычаги состоят из двух половин, смонтированных с возможностью вращения на соединительной оси, и соединены между собой синхронизирующей тягой, образуя жесткий многозвенник. Подвижная балка, на которой крепится ракета, приводится в движение посредством пневматического привода, размещенного вертикально между силовым корпусом и подвижной балкой. Воздух к приводу подводится из пневмогидравлического аккумулятора.

Работа известного катапультного устройства происходит в следующей последовательности. При подаче электрического сигнала на пуск ракеты открываются электромеханические системы транспортного крепления подвижной балки к корпусу, шток привода под давлением сжатого воздуха начинает свое движение, отделяя подвижную балку с ракетой от корпуса. В конце хода штока освобождается транспортное крепление ракеты, подвижная балка останавливается и ракета начинает свободное движение. Оставшийся в приводе воздух стравливается в атмосферу.

Данное известное катапультное устройство принято в качестве ближайшего аналога.

Недостатками этого устройства являются сложная конструкция выводных рычагов, состоящих из двух половин; размещение привода вертикально увеличивает рабочую высоту устройства, применяемый пневматический привод обладает пониженной надежностью из-за возможных утечек воздуха.

Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является создание унифицированного внутрифюзеляжного катапультного устройства, отвечающего высоким требованиям, предъявляемым к современным и перспективным комплексам «самолет - авиационное катапультное устройство - ракета», а также силового привода, обеспечивающего срабатывание катапультного устройства с повышенной степенью надежности.

Техническим результатом, для обеспечения получения которого предназначено данное изобретение, является обеспечение компактности устройства по высоте, повышение надежности подвески, транспортирования и пуска ракеты.

Достижение указанного технического результата обеспечивается группой изобретений, включающей в себя собственно универсальное внутрифюзеляжное катапультное устройство, а также устройство силового привода, предназначенного для приведения в движение механизма катапультирования.

Учитывая, что указанное устройство силового привода предназначено для использования в другом - унифицированном внутрифюзеляжном катапультном устройстве и эти устройства связаны между собой настолько, что образуют единый изобретательский замысел, можно утверждать, что в данном случае обеспечивается соблюдение требования единства изобретения.

Получение указанного технического результата обеспечивается тем, что разработанное унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство, содержит корпус с узлами крепления к самолету, механизм катапультирования, силовой привод выведения ракеты, средства транспортного закрепления ракеты к корпусу, бортовой электроразъем для электрической связи борта ракеты с бортом самолета, при этом механизм катапультирования выполнен в виде установленных с возможностью вращения на закрепленных в корпусе осях переднего и заднего выводных рычагов, причем ось переднего выводного рычага расположена в зоне размещения заднего бугеля ракеты, а ось заднего выводного рычага - в зоне размещения переднего бугеля ракеты соответственно, при этом указанные выводные рычаги связаны в средней части синхронизирующей их перемещение качалкой и несут на свободных концевых участках шарнирно закрепленные каретки для крепления ракеты, заданная пространственная ориентация которых обеспечивается посредством взаимосвязанных с рычагами тяг, причем плунжер силового привода установлен наклонно и шарнирно связан с передним рычагом, при этом каретка, закрепленная на заднем выводном рычаге, имеет сбрасыватель, размещенный в направляющих каретки и взаимосвязанный рычажной системой с передним выводным рычагом, причем как передний, так и задний выводные рычаги снабжены упорами, предназначенными для остановки механизма катапультирования.

Получение указанного технического результата обеспечивается также тем, что заявленный силовой привод содержит корпус с узлами крепления, полый плунжер с размещенным в нем пиропатроном, камеру сгорания, электрический жгут для подачи электроимпульса на пиропатрон, при этом пиропатрон снабжен электровоспламенителем с двумя мостиками накаливания и выполнен в виде цилиндрической гильзы с удлинением, при котором длина гильзы соотносится с ее диаметром как λ=3…5, обуславливающей возможность снаряжения пиропатрона топливом переменного количества, в качестве которого используется шлаковое термостойкое топливо для применения до 160°С или бесшлаковое топливо для применения до 135°С.

Заявленное изобретение поясняется соответствующими чертежами, на которых изображено следующее:

фиг.1 - общий вид устройства;

фиг.2 - принципиальная кинематическая схема устройства;

фиг.3 - общий вид передней каретки;

фиг.4 - общий вид задней каретки;

фиг.5 - общий вид силового привода.

Разработанное унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство (УВКУ) содержит собственно механизм катапультирования, включающий в себя силовой корпус 1, передний выводной рычаг 2, задний выводной рычаг 3, переднюю 4 и заднюю 5 каретки (фиг.1)

Силовой корпус 1 крепится к самолету. В корпусе закреплены оси 6 и 7 вращения соответственно переднего 2 и заднего 3 рычагов. Ось вращения 6 переднего выводного рычага 2 располагается под задним узлом крепления УВКУ, а ось вращения 7 заднего выводного рычага 3 - под передним узлом крепления УВКУ соответственно.

К силовому корпусу 1 на оси 8 наклонно крепится плунжер силового привода (фиг.2). На концевых участках рычагов 2 и 3 шарнирно закрепляются передняя 4 и задняя 5 каретки, предназначенные для крепления ракеты, которые удерживаются в положении, параллельном оси ракеты тягами 9 и 10. Рычаги 2 и 3 соединяются между собой синхронизирующей качалкой 11 (фиг.1 и фиг.2), одна ось которой закреплена на переднем выводном рычаге 2, а вторая - на заднем выводном рычаге 3 соответственно.

Передняя каретка (фиг.3) представляет собой монолитный узел, на котором выполнены направляющие 12 для бугелей ракеты, отверстие 13 для крепления синхронизирующей тяги 9 и отверстие 14 для крепления на переднем рычаге 2.

Задняя каретка 5 (фиг.4) также представляет собой монолитный узел, на котором выполнены направляющие 15 для бугелей ракеты; подвижная защелка 16; ось 17 для крепления на заднем рычаге 3, ось 18 для крепления синхронизирующей тяги 10.

Задняя каретка 5 снабжена сбрасывателем 19, в который входит задний бугель и который через тягу 20 связан с передним рычагом 2. Указанный сбрасыватель удерживает ракету за бугель и установлен с возможностью перемещения бугеля в горизонтальной плоскости, обеспечивая при этом практически вертикальное движение ракеты при катапультировании.

Приведение в движение механизма катапультирования осуществляется силовым приводом, выполненным пиротехническим и установленным наклонно по отношению к оси силового корпуса 1, что обеспечивает необходимую компактность устройства по вертикали. Указанный привод (фиг.2 и фиг.5) состоит из корпуса 21 и полого плунжера 22. Корпус 21 через отверстие 23 посредством оси 8 крепится к силовому корпусу 1 УВКУ, плунжер 22, в свою очередь, через соответствующее отверстие посредством оси 24 крепится к переднему рычагу 2.

Внутри плунжера 22 сформирована камера сгорания 25, которая, через отверстие 26 сообщается с рабочей полостью силового привода. На конце плунжера находится рабочее пространство 27 для размещения в нем пиропатрона (на фиг.5 не показан), фиксируемого с помощью гайки 28. В плунжере 22 имеется мерная дюза 29 для стравливания газа в атмосферу.

Указанный пиротехнический привод снабжается электрожгутом с электрическим разъемом для подачи электроимпульса на пиротехнический патрон, который снабжен электровоспламенителем с двумя мостиками накаливания. При этом сам патрон выполнен в виде цилиндрической гильзы с удлинением, при котором длина гильзы соотносится с ее диаметром как λ=3…5, с возможностью наполнения топливом переменного количества, что обеспечивает применение пиропатрона в приводе различных авиационных катапультных устройств. Пиропатрон снаряжается шлаковым термостойким топливом для возможности применения до 160°С или бесшлаковым топливом для применения до 135°С.

Снабжение пиропатрона упомянутыми двумя мостиками накаливания повышает надежность его срабатывания и, в целом, надежность срабатывания привода.

Разработанное УВКУ содержит также замково-стопорный механизм, который состоит из переднего и заднего крюков и стопорных рычагов, соединенных синхронизирующей тягой (на фигурах не показан). Кроме того, как передний выводной 2, так и задний выводной 3 рычаги снабжены упорами, предназначенными для остановки механизма катапультирования.

Дополнительно, предлагаемое УВКУ снабжено бортовым электроразъемом для электрической связи борта ракеты с бортом самолета (на фигурах не показан).

Работает разработанное унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство следующим образом.

После подачи команды на катапультирование срабатывает пиропатрон и под действием сжатого воздуха плунжер 22 начинает перемещаться, открывая при этом замково-стопорный механизм. При дальнейшем движении плунжер оказывает воздействие на передний выводной рычаг и через синхронизирующую качалку 11 на задний выводной рычаг, перемещая их в крайнее нижнее положение.

Во время движения согласованное положение передней 4 и задней 5 кареток относительно друг друга обеспечивается соответствующими синхронизирующими тягами (9 и 10). Сбрасыватель 19, при помощи тяги 20, удерживает ракету за задний бугель, устанавливая бугели ракеты к концу хода катапультирования в проемы направляющих передней и задней кареток.

В конце хода катапультирования механизм останавливается, бугели выходят из зацепления с каретками и происходит отделение ракеты.

Таким образом, разработанное изобретение за счет наклонного расположения корпуса силового привода обеспечивает необходимую компактность устройства по высоте, а используемые конструктивные особенности исполнительных узлов и механизмов, как УВКУ, так и силового привода, в свою очередь, позволяют обеспечить надежность подвески, транспортирования и пуска ракеты.

1. Унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство, содержащее корпус с узлами крепления к самолету, механизм катапультирования, силовой привод выведения ракеты, средства транспортного закрепления ракеты к корпусу, бортовой электроразъем для электрической связи борта ракеты с бортом самолета, при этом механизм катапультирования выполнен в виде установленных с возможностью вращения на закрепленных в корпусе осях переднего и заднего выводных рычагов, причем ось переднего выводного рычага расположена в зоне размещения заднего бугеля ракеты, а ось заднего выводного рычага - в зоне размещения переднего бугеля ракеты соответственно, при этом указанные рычаги связаны в средней части синхронизирующей их перемещение качалкой и несут на свободных концевых участках шарнирно закрепленные каретки для крепления ракеты, заданная пространственная ориентация которых обеспечивается посредством взаимосвязанных с рычагами тяг, причем плунжер силового привода установлен наклонно и шарнирно связан с передним выводным рычагом, при этом каретка, закрепленная на заднем выводном рычаге, имеет сбрасыватель, размещенный в направляющих каретки и взаимосвязанный тягой с передним выводным рычагом, причем как передний выводной, так и задний выводной рычаги снабжены упорами, предназначенными для остановки механизма катапультирования.

2. Силовой привод унифицированного авиационного катапультного устройства, содержащий корпус с узлами крепления, полый плунжер с размещенным в нем пиропатроном, камеру сгорания, электрический жгут для подачи электроимпульса на пиропатрон, при этом пиропатрон снабжен электровоспламенителем с двумя мостиками накаливания и выполнен в виде цилиндрической гильзы с удлинением, при котором длина гильзы соотносится с ее диаметром как λ=3…5, обуславливающей возможность снаряжения пиропатрона топливом переменного количества.

3. Силовой привод унифицированного внутрифюзеляжного авиационного катапультного устройства по п.2, отличающийся тем, что в плунжере выполнена камера сгорания, сообщающаяся с рабочей полостью привода.

4. Силовой привод унифицированного внутрифюзеляжного авиационного катапультного устройства по п.2, отличающийся тем, что плунжер содержит мерную дюзу для стравливания избыточного давления из рабочей полости в атмосферу.

5. Силовой привод унифицированного внутрифюзеляжного авиационного катапультного устройства по п.2, отличающийся тем, что цилиндрическая гильза снаряжается шлаковым термостойким топливом.

6. Силовой привод унифицированного внутрифюзеляжного авиационного катапультного устройства по п.2, отличающийся тем, что цилиндрическая гильза снаряжается бесшлаковым термостойким топливом.