Устройство для подачи охлаждающего газа



Устройство для подачи охлаждающего газа
Устройство для подачи охлаждающего газа
Устройство для подачи охлаждающего газа
Устройство для подачи охлаждающего газа

 


Владельцы патента RU 2634497:

АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "МОСКОВСКИЙ ВЕРТОЛЕТНЫЙ ЗАВОД ИМ. М.Л. МИЛЯ" (RU)

Изобретение относится к авиационному оборудованию, в частности к устройствам для подачи охлаждающего газа. Устройство для подачи охлаждающего газа содержит баллон с газом и органы управления подачей газа. Баллон с газом снабжен клапаном и трубопроводом подачи газа к головке самонаведения ракеты. Баллон размещен в полости балки, которая закреплена на отдельной точке подвески и развернута назад по полету. Выходной клапан баллона соединен трубопроводом с входным клапаном приемника газа пускового устройства. Внизу балки установлен короб с расположенным внутри блоком коммутации сигналов. На коробе одним концом закреплен кронштейн, второй конец которого зафиксирован на нижней части пускового устройства, а к кронштейну присоединен трубопровод. Достигается повышение надежности и универсальности устройства. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к авиационному оборудованию, в частности к средствам обеспечения работоспособности комплексов управляемого вооружения с использованием ракет с тепловыми головками самонаведения, требующих охлаждения в процессе подготовки к работе, и может быть использовано в летательных аппаратах, в частности в вертолетах.

Известно устройство для подачи азота в составе модульного пускового устройства (патент US 4660456, F41F 3/06, F41F 3/00, опубл. 28.04.1987 г.), которое состоит из баллона с азотом, снабженного регулятором и размещенного в основном модуле корпуса пускового устройства, а также связанного трубопроводом с ракетой, которая пристыкована снизу. Предусмотрен передний обтекатель с заглушками для неиспользованного азота на случай установки ракет, не требующих охлаждения. Доступ к баллону осуществляется через задний модуль.

Однако данное устройство предназначено для применения с ракетами большого удлинения в пусковых устройствах на самолетах.

Известно устройство для охлаждения тепловых головок самонаведения в составе системы для автоматизированного запуска с носителя (в т.ч. вертолета) ракет переносного зенитного ракетного комплекса типа «ИГЛА» (патент RU 2206041, F41F 3/00, опубл. 10.06.2003), в котором каждый пусковой модуль имеет газовую магистраль подачи охлаждающего газа от баллона через подводящий штуцер к головке самонаведения ракеты; при этом все пусковые модули снабжены приемными устройствами для стыковки с наземными блоками электрогазового питания, а каждое приемное устройство выполнено в виде гнезда, к которому присоединена газовая магистраль и электроразъем для подключения цепей питания и управления наземными блоками.

Недостатком данного устройства является его непродолжительное время работы, т.к. наземные источники питания имеют небольшой объем. В случае начала использования ракеты в режиме прицеливания, при котором не произошло пуска, газ из наземного источника питания расходуется, а дальнейшая работа с ракетой становится невозможной. В процессе обучения экипажа, при котором происходит многократное прицеливание в цель без непосредственного схода ракет, могут потребоваться большие затраты на закупку наземных источников питания.

Известна пневмосистема в составе авиационного пускового устройства, наиболее близкая к заявляемому техническому решению (патент RU 2259306, F41F 3/06, опубл. 27.08.2005 г.), включающая баллон с азотом для охлаждения головки самонаведения ракеты, трубопровод, пневморазъем стыковки пускового устройства с пневморазъемом ракеты, причем баллон с азотом, размещенный на нижнем уровне корпуса пускового устройства, снабжен электроклапаном, от которого с помощью трубопровода осуществляется подача азота по времени через пневморазъем в ракету. В пневмосистему введен переключатель цепи подачи азота, связанный по линии передачи электрических сигналов на включение и выключение цепи непосредственно с пультом кабины летчика.

Недостатком данного устройства является отсутствие универсальности, т.к. оно применяется в пусковых устройствах с ракетами большого удлинения на самолетах, что в условиях использования на вертолете может негативно повлиять на его летно-тактические характеристики.

Целями предлагаемого технического решения являются создание универсального и надежного устройства подачи охлаждающего газа к ракете, не оказывающего негативного влияния на летно-тактические характеристики вертолета, а также улучшение эксплуатационных характеристик пускового устройства в целом, а именно увеличение времени работы в режиме поиска цели как при боевом применении, так и во время тренировочных полетов.

Технический результат достигается благодаря тому, что в устройстве для подачи охлаждающего газа, содержащем баллон с газом, снабженный клапаном и трубопроводом подачи газа к головке самонаведения ракеты, а также органы управления подачей газа, в соответствии с заявляемым изобретением баллон размещен в полости балки, которая закреплена на отдельной точке подвески и развернута назад по полету, при этом выходной клапан баллона соединен трубопроводом с входным клапаном приемника газа пускового устройства, кроме того, внизу балки установлен короб с расположенным внутри блоком коммутации сигналов, также на коробе одним концом закреплен кронштейн, второй конец которого зафиксирован на нижней части пускового устройства, а к кронштейну присоединен трубопровод. Кроме того, газом, содержащимся в баллоне, является азот.

Расположение балки с баллоном развернутой назад по полету и закрепленной отдельно от пускового устройства, а также наличие кронштейна для поддержки трубопровода повышают надежность устройства в части уменьшения вероятности отказов, т.к. подача охлаждающего газа осуществляется по минимальному расстоянию, а также делает устройство универсальным в связи с возможностью простой замены одного пускового устройства на другое с целью применения ракет с различными массогабаритными характеристиками. В процессе применения устройства для подачи охлаждающего газа отсутствует негативное влияние на летно-тактические характеристики вертолета, а также улучшаются эксплуатационные характеристики пускового устройства в целом за счет применения одного баллона с газом для всех установленных ракет с возможностью его неоднократного повторного заполнения.

Конструкция устройства для подачи охлаждающего газа поясняется чертежами, где изображены:

на фиг. 1 - устройство для подачи охлаждающего газа, баллон, вид сбоку,

на фиг. 2 - пусковое устройство и силовая балка, общий вид, спереди,

на фиг. 3 - пусковое устройство, общий вид, сбоку,

на фиг. 4 - вид A фиг. 3,

на фиг. 5 - вид Б фиг. 2.

Устройство для подачи охлаждающего газа (фиг. 1) содержит баллон 1 с газом, например азотом, снабженный выходным клапаном 2, который соединен трубопроводом 3 подачи газа с входным клапаном 4 приемника газа пускового устройства 5 с ракетами (фиг. 2, 3).

Баллон 1 размещен в полости дополнительной силовой балки 6, которая закреплена на соседней с пусковым устройством 5 точке подвески и развернута назад по полету. При подобном расположении балки 6 выходной клапан 2 баллона 1 находится на минимально возможном расстоянии от входного клапана 4. При этом трубопровод 3 имеет минимальную длину и подача газа осуществляется по кратчайшему расстоянию. Также это позволяет разместить подвесные агрегаты (пусковое устройство 5 и балку 6) таким образом, чтобы они не выходили за габариты проекции крыла с целью сохранения маневренности вертолета.

Внизу силовой балки 6 установлен сварной короб 7 (фиг. 2, 3) с расположенным внутри блоком 8 коммутации сигналов (согласующее устройство) (фиг. 4, 5), связанным с пультом органов управления в кабине пилота. Для защиты трубопровода 3 от провисания и повреждения в полете предусмотрен поддерживающий металлический кронштейн 9 (фиг. 2), который одним концом закреплен на коробе 7, а другим концом зафиксирован на нижней части пускового устройства 5. Трубопровод 3 присоединен к кронштейну 9, например, при помощи мягкой стяжки 10 (фиг. 3).

Устройство для подачи охлаждающего газа работает следующим образом.

При выборе применения ракеты с тепловой головкой самонаведения пилот с помощью пульта органов управления подает команду на подачу охлаждающего газа. Сигнал проходит через блок 8 коммутации сигналов и поступает на клапан 2 (фиг. 1), после чего происходит подача газа из баллона 1 по трубопроводу 3 через входной клапан 4 в приемник газа пускового устройства 5 к головкам самонаведения ракет (фиг. 2). По завершению тренировочных или боевых полетов пилот подает команду на прекращение подачи газа, в результате чего закрывается клапан 2.

Для повторной заправки баллон 1 вынимают из полости балки 6.

В случае необходимости замены авиационного пускового устройства 5 с целью применения ракет с другими массогабаритными характеристиками устройство для подачи охлаждающего газа может быть легко демонтировано. Для этого отсоединяют концы трубопровода 3 и кронштейна 9 от точек крепления на пусковом устройстве 5.

После монтажа на соответствующие точки подвески вертолета другого пускового устройства 5 универсальное устройство для подачи охлаждающего газа может быть присоединено в обратном порядке.

1. Устройство для подачи охлаждающего газа, содержащее баллон с газом, снабженный клапаном и трубопроводом подачи газа к головке самонаведения ракеты, а также органы управления подачей газа, отличающееся тем, что баллон размещен в полости балки, которая закреплена на отдельной точке подвески и развернута назад по полету, при этом выходной клапан баллона соединен трубопроводом с входным клапаном приемника газа пускового устройства, кроме того, внизу балки установлен короб с расположенным внутри блоком коммутации сигналов, на коробе одним концом закреплен кронштейн, второй конец которого зафиксирован на нижней части пускового устройства, а к кронштейну присоединен трубопровод.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что газом, содержащимся в баллоне, является азот.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции мобильных комплексов с управляемым вооружением. Самоходный ракетный комплекс содержит носитель, включающий рабочую зону оператора, пульт дистанционного управления и боевое отделение с пусковым устройством (ПУ).

Изобретение относится к пусковым устройствам для бесствольной стрельбы пиротехническими патронами нелетального действия. Пусковое многопозиционное устройство смонтировано на подвижном носителе и содержит направляющие для размещения функциональных изделий для бесствольной стрельбы.

Изобретение относится к скорострельным артиллерийским корабельным установкам среднего калибра. Питатель автомата содержит два тележечных конвейера, расположенные на лодыгах станка с обеспечением движения грузовых тележек каждого тележечного конвейера с установленными на них контейнерами по дуге вокруг оси качания.

Изобретение относится преимущественно к реактивным системам залпового огня. Трубчатая пусковая установка представляет собой трубу, в передней части которой сверху имеется срез наполовину сечения трубы.

Информационно-управляющий комплекс автоматизированной системы управления (ИУК АСУ) подготовкой двигательных установок (ПДУ) и технологическим оборудованием (ТО) ракет космического назначения (РКН) на техническом и стартовом комплексах (ТК И СК) содержит автоматизированные рабочие места операторов (АРМ), блок управления связи и коммутации (БУСК) с устройствами коммутации локальной вычислительной сети (КЛВС), шлюз связи с комплексом единого времени (ШСЕВ), блоки ввода-вывода измерительной информации и сигналов управления (БВВИ), табло коллективного пользования (ТКП), блоки кабельных соединений (БКС), блоки соединений датчиков и исполнительных механизмов (БСД), четыре двунаправленные шины данных, исполнительные механизмы БКН, соединенные определенным образом.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к многоствольным гранатометам. Многоствольный гранатомет содержит основание, поворотную опору с блоком стволов, привод опоры, уплотнительное устройство для герметизации внутренней полости основания.

Изобретение относится к противоракетной обороне. Кинетическая боеголовка имеет систему наведения и жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), направленные вбок или вбок-назад.

Изобретение относится к области ускорительной техники и может быть использовано для ускорения макротел, моделирования микрометеоритов и техногенных частиц, применяться в физике высокоскоростного удара.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в ракетных комплексах. Многоцелевой ракетный комплекс содержит носитель с правым и левым устройствами наведения с подъемными и поворотными частями, подъемные части с приборами с каналами наведения, направляющие с двумя управляемыми ракетами, механизмы перевода в боевое и походное положения, устройство управления вооружением.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в пусковых установках. Ракетно-артиллерийская зенитная установка содержит неподвижную платформу, установленную на опорные тарели домкратов, два пусковых блока с ракетами, установленные на направляющих, кронштейн, вращающуюся часть с сиденьем оператора, электронным блоком оператора с монитором, пультом наведения оператора, пультом управления и индикации, аппаратурным блоком с блоком управления приводами, усилителями мощности, цифровой вычислительной системой, блоком распределения питания и аккумуляторами, качающуюся часть с основанием в виде люльки с двумя зенитными автоматами с патронными коробками, оптическими прицелами, оптико-электронным блоком с лазерным дальномером, тепловизорной камерой и видеокамерой.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам спасения экипажей и пассажиров при аварии авиационной техники. Способ спасения экипажа и пассажиров при аварии вертолета в полете на малых высотах включает в себя такие операции как свободное падение вертолета, ввод амортизационного устройства, спуск на амортизационном устройстве, приземление.

Изобретение относится к способу контроля динамической балансировки лопастей несущего и рулевого винтов вертолета. Для контроля динамической балансировки проводят метрологическую экспертизу для оценки достоверности сигналов от датчиков и систем измерений, выбраковывают аномальные выбросы в последовательности измерений, накапливают обучающие массивы измерений сначала для режима висения вертолета без разворотов в горизонтальной плоскости, затем на различных режимах и скоростях горизонтального полета и затем всех контролируемых режимах полета, формируют индивидуальные допусковые границы параметров сбалансированности, измеряют текущие параметры сбалансированности и сравнивают с допусковыми границами, контроль проводят в реальном времени на борту вертолета и на наземном устройстве обработки зарегистрированной информации после выполнения полета с учетом результатов предыдущей эксплуатации.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет-буксировщик содержит фюзеляж с размещенной в нем двигательной установкой, верхнерасположенный несущий воздушный винт, воздушный винт компенсации реактивного момента, установленный на конце хвостовой балки, и кабину пилотов в носовой части фюзеляжа.

Изобретение относится к области авиации и предназначено для спасения экипажа вертолета. Способ спасения экипажа и пассажиров при аварии вертолета в полете на различных высотах включает в себя задирание носовой части вертолета относительно уровня горизонта, отстрел двухступенчатой ракеты, первая ступень которой представляет пассажирскую грузовую кабину вертолета, а вторая ступень - кабину пилотов, от фюзеляжа вертолета.

Автопилот // 2619675
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам управления вертолетами. Система автопилота вертолета включает в себя внутренний контур для поддержания пространственного положения для полета вертолета, включающая в себя заданный уровень резервирования, приложенный к внутреннему контуру.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет-амфибия включает водонепроницаемый фюзеляж, убирающиеся или неубирающиеся шасси.

Изобретение предназначено для использования в летательном аппарате в условиях ограниченной видимости, в частности, при выполнении спасательных операций, операций вблизи земли и т.д.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам спасения экипажей летательных аппаратов. Способ спасения экипажа при аварии вертолета в полете на различных высотах включает в себя подъем носовой части вертолета относительно уровня горизонта, включение реактивного двигателя, отстрел кабины пилотов с экипажем от фюзеляжа и увод кабины пилотов от фюзеляжа с помощью реактивного двигателя вдоль продольной оси фюзеляжа из опасной зоны на безопасную высоту относительно площадки приземления кабины пилотов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов (ВКЛА). ВКЛА, выполненный по одновинтовой схеме, содержит фюзеляж, хвостовую балку, рулевой винт, прикрепленный к хвостовой балке, один несущий винт, один двигатель, главный редуктор.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем летательных аппаратов. Двухмоторный винтокрылый летательный аппарат оборудован установкой топливоснабжения двигателей (2, 3, 4) моторной группы (1) винтокрылого летательного аппарата.
Наверх