Способ сброса полезной нагрузки с летательного аппарата (варианты)
Владельцы патента RU 2522220:
ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "ГОСУДАРСТВЕННОЕ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО "РАДУГА" ИМЕНИ А.Я. БЕРЕЗНЯКА" (RU)
Группа изобретений относится к оборудованию летательных аппаратов. В первом варианте способ сброса полезной нагрузки заключается в установке вдоль фюзеляжа транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки и направляющими с образованием пневмокамеры в передней части полости, в которую подают струи газа из источника высокого давления, а после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа. Расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа обеспечивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера. Во втором варианте способа вторая струя газа подается из дополнительного источника высокого давления. Группа изобретений направлена на уменьшение времени сброса полезной нагрузки без увеличения массы контейнера и максимального значения продольной перегрузки. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов для сбрасывания, катапультирования и отцепления предметов в полете.
Известен способ сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, изложенный в патенте РФ №2160215, принятый за прототип, заключающийся в установке и закреплении на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими, установленными в его полости, размещении полезной нагрузки на направляющих с образованием герметичной пневмокамеры в передней части его полости, креплении полезной нагрузки к транспортно-пусковому контейнеру посредством устройства стыковки и разделения, доставке полезной нагрузки к точке сброса с выполнением маневра для достижения вертикальной перегрузки, близкой к нулю, и подаче струи газа из источника высокого давления в пневмокамеру, с последующими, расстыковкой крепления и разгоном полезной нагрузки по направляющим. При малом времени сброса груза маневр летательного аппарата для достижения вертикальной перегрузки, близкой к нулю, может не выполняться.
Существенными признаками предлагаемых вариантов способа, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: способ сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, заключающийся в установке и закреплении на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими, установленными в его полости, размещении полезной нагрузки на направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости, креплении полезной нагрузки к транспортно-пусковому контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, подлета летательного аппарата к точке сброса полезной нагрузки, с последующими, подачей струи газа из источника высокого давления в пневмокамеру и расфиксацией крепления полезной нагрузки.
При сбросе полезной нагрузки известным способом, по мере ее разгона по направляющим пропорционально увеличению скорости увеличивается надуваемый газом объем пневмокамеры, что приводит к падению давления в ней, соответственно, и уменьшению силы выталкивания и ускорения полезной нагрузки, ограничивает возможности по дальнейшему уменьшению времени сброса груза для уменьшения аэродинамических нагрузок на летательный аппарат при сбросе, что особенно существенно при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Время сброса можно уменьшить путем увеличения начального давления в пневмокамере контейнера, по принципу работы огнестрельного оружия, но это сопряжено с увеличением массы контейнера и большой перегрузкой, действующей на груз при сбросе, что неприемлемо для скоростных летательных аппаратов и большинства сбрасываемых грузов. Время сброса груза можно уменьшить за счет использования регулятора давления в пневмокамере, однако кратковременность процесса сброса и большой диапазон изменения расхода газа в процессе сброса приведут к большой погрешности поддержания давления. Кроме того, регулятор давления является сложным агрегатом, что значительно уменьшает надежность работы устройства сброса груза.
Техническим результатом, на решение которого направлено изобретение, является уменьшение времени сброса полезной нагрузки без увеличения массы контейнера и максимального значения продольной перегрузки, с высокой надежностью работы устройства.
Для достижения названного технического результата в способе сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, заключающемся в установке и закреплении на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими, установленными в его полости, размещении полезной нагрузки на направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости, креплении полезной нагрузки к транспортно-пусковому контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, подлета летательного аппарата к точке сброса полезной нагрузки, с последующими, подачей струи газа из источника высокого давления в пневмокамеру и расфиксацией крепления полезной нагрузки, после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа из источника высокого давления, при этом расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа органичивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки.
Для достижения названного технического результата в способе сброса полезной нагрузки с летательного аппарата по второму варианту, заключающемся в установке и закреплении на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими, установленными в его полости, размещении полезной нагрузки на направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости, креплении полезной нагрузки к транспортно-пусковому контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, подлета летательного аппарата к точке сброса полезной нагрузки, с последующими, подачей струи газа из источника высокого давления в пневмокамеру и расфиксацией крепления полезной нагрузки, после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа из дополнительного источника высокого давления, при этом расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа органичивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки.
Отличительными признаками первого варианта способа сброса полезной нагрузки с летательного аппарата являются следующие - после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа из источника высокого давления, при этом расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа органичивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки.
Отличительными признаками второго варианта способа сброса полезной нагрузки с летательного аппарата являются следующие - после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа из дополнительного источника высокого давления, при этом расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа органичивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, указанными в ограничительной части формулы, уменьшается время сброса полезной нагрузки без увеличения массы контейнера и максимального значения продольной перегрузки на полезную нагрузку, с высокой надежностью работы устройства. Уменьшаются аэродинамические нагрузки на летательный аппарат в процессе сброса. Уменьшается скорость полезной нагрузки относительно поверхности Земли, что улучшает условия работы следующих ступеней торможения полезной нагрузки (тормозных щитков, парашютов), при необходимости приземления или приводнения полезной нагрузки.
Предложенные технические решения могут найти применение в различных отраслях народного хозяйства, для оперативной доставки беспилотных летательных аппаратов и других полезных грузов в труднодоступные места, при проведении поисковых или исследовательских операций.
Изобретение поясняется чертежами, фиг.1 и 2.
На фиг.1 представлено устройство реализующее первый вариант способа сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, по п.1 формулы.
На фиг.2 представлено устройство реализующее второй вариант сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, по п.2 формулы.
Представленные на фиг.1 и 2 варианты устройства для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата включают продольный транспортно-пусковой контейнер 1, расположенный и закрепленный на элементах конструкции летательного аппарата вдоль его фюзеляжа 2 узлами крепления 3 и снабженный окном 4 со стороны заднего торца для прохода полезной нагрузки, полезную нагрузку 5, размещенную в полости транспортно-пускового контейнера 1 на, по крайней мере, двух направляющих 6 с образованием пневмокамеры 7 в передней части его полости и прикрепленную к нему устройством 8 крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, а также включает источник 9 газа высокого давления с пусковым устройством 10, снабженным электроуправляемым приводом 11, и систему 12 управления сбросом, сообщенную линией 13 электрической связи с электроуправляемым приводом 11 пускового устройства 10, при этом источник 9 газа высокого давления с пусковым устройством 10 сообщены с пневмокамерой 7 линией 14 подачи газа. Устройство для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата снабжено, по крайней мере, одним сигнализатором 15 частичного выхода полезной нагрузки 5, а источник 9 газа высокого давления снабжен, по крайней мере, одним дополнительным пусковым устройством 16, снабженным электроуправляемым приводом 17, сообщенным линией 18 электрической связи с системой 12 управления сбросом, которая дополнительно сообщена линией 19 электрической связи с сигнализатором 15 частичного выхода полезной нагрузки 5, при этом источник 9 газа высокого давления с дополнительным пусковым устройством 16 сообщены с пневмокамерой 7 дополнительной линией 20 подачи газа. Во втором варианте устройства для сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, вместо второго пускового устройства 16 с электроуправляемым приводом 17 и их линии сообщения 18 и 20, включает, по крайней мере, один дополнительный источник 21 (фиг.2) газа высокого давления с пусковым устройством 22, снабженным электроуправляемым приводом 23, сообщенным линией электрической связи 24 с системой 12 управления сбросом, при этом дополнительный источник 21 газа высокого давления с пусковым устройством 22 сообщены с пневмокамерой 7 дополнительной линией 25 подачи газа. В качестве источников 9 и 21 газа высокого давления могут быть использованы баллоны сжатого газа, жидкостные или твердотопливные газогенераторы наддува. В качестве сигнализатора 15 частичного выхода полезной нагрузки 5 могут быть использованы сигнализатор снижения давления в полости 7 или концевой выключатель.
Представленный на фиг.1 первый вариант устройства по п.1 формулы работает следующим образом. Полезная нагрузка 5 устанавливается в транспортно-пусковой контейнер 1 на, по крайней мере, двух направляющих 6 и прикрепляется к контейнеру 1 устройством 8 крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления. Благодаря креплению контейнера 1 к фюзеляжу 2 узлами крепления 3 летательный аппарат (на фиг.1 и 2 не показан) доставляет полезную нагрузку 5 к точке сброса. Для осуществления сброса полезной нагрузки 5 из системы 12 управления сбросом по линии 13 электрической связи подается электропитание в привод 11 пускового устройства 10, которое срабатывает, обеспечивая подачу струи газа из источника 9 высокого давления по линии 14 в пневмокамеру 7 в передней части контейнера 1 и увеличение давления в пневмокамере 7. После наддува пневмокамеры до определенного значения Р по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки, обеспечивается расфиксация устройства 8 крепления, которое для этого, например, может содержать срезной элемент (на фиг.1 и 2 не показан), и начинается ускоренное движение полезной нагрузки 5 по направляющим 6 транспортно-пускового контейнера 1 в противоположном полету ЛА направлении под действием силы выталкивания Fвыт.=(Р-РД)·S, где РД - давление воздуха в районе окна 4 контейнера 1. Ограничение расхода газа для не превышения в пневмокамере 7 определенного значения давления Р обеспечивается подбором проходного сечения линии 14 и рабочего давления в источнике 9. После частичного выхода полезной нагрузки 5 из контейнера 1 и резкого уменьшения давления Р в пневмокамере 7, вследствие увеличения ее объема при ускорении полезной нагрузки 5, сигнализатор 15 по линии 19 электрической связи выдает сигнал в систему 12 управления сбросом, которая по линии 18 подает электропитание в привод 17, задействующий дополнительное пусковое устройство 16, и дополнительный расход газа из источника 9 высокого давления по линии 20 поступает в пневмокамеру 7, предотвращая резкое уменьшение в ней давления. Ограничение расхода газа для не превышения в пневмокамере 7 определенного значения давления Р обеспечивается подбором проходных сечений линий 14 и 20 и рабочего давления в источнике 9. Таким образом, увеличение вводимой в пневмокамеру 7 массы газа источника 9 газа высокого давления в процессе разгона полезной нагрузки 5 по направляющим 6, благодаря сигнализатору 15 частичного выхода полезной нагрузки 5, пусковому устройству 16 с электроуправляемым приводом 17, линий 18 и 19, их электрической связи с системой управления 12, обеспечивает ускоренный сброс полезной нагрузки 5 без увеличения начального давления в пневмокамере 7 контейнера 1, следовательно, и без увеличения массы его конструкции и максимального значения перегрузки, действующей на полезную нагрузку 5. Благодаря уменьшению времени выброса полезной нагрузки 5, реализуемому устройством для сброса, перетеканием газа из пневмокамеры 7 через зазоры между полезной нагрузкой 5 и направляющими 6 можно пренебречь.
Второй вариант устройства для сброса полезной нагрузки (фиг.2) по второму пункту формулы работает аналогично. Отличие заключается в том, что по сигналу от сигнализатора 15, поступающему по линии 19 электрической связи, система 12 управления сбросом подает электропитание по линии 24 в привод 23 пускового устройства 22, при этом дополнительный расход газа из дополнительного источника 21 источника высокого давления по линии 25 поступает в пневмокамеру 7. Ограничение расхода газа для не превышения в пневмокамере 7 определенного значения давления Р обеспечивается подбором проходных сечений линий 14 и 25 и рабочих давлений источников 9 и 21 высокого давления. В этом варианте упрощается конструкция источника 9, его масса, объем и компоновка, а также обеспечивается возможность модульной конструкции источников 9 и 21.
1. Способ сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, заключающийся в установке и закреплении на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими, установленными в его полости, размещении полезной нагрузки на направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости, креплении полезной нагрузки к транспортно-пусковому контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, подлета летательного аппарата к точке сброса полезной нагрузки, с последующими, подачей струи газа из источника высокого давления в пневмокамеру и расфиксацией крепления полезной нагрузки, отличающийся тем, что после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа от источника высокого давления, при этом расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа ограничивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки.
2. Способ сброса полезной нагрузки с летательного аппарата, заключающийся в установке и закреплении на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими, установленными в его полости, размещении полезной нагрузки на направляющих с образованием пневмокамеры в передней части его полости, креплении полезной нагрузки к транспортно-пусковому контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления, подлета летательного аппарата к точке сброса полезной нагрузки, с последующими, подачей струи газа от источника высокого давления в пневмокамеру и расфиксацией крепления полезной нагрузки, отличающийся тем, что после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа из дополнительного источника высокого давления, при этом расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа органичивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P≤M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки.
