ВНУТРИФЮЗЕЛЯЖНОЕ МНОГОПОЗИЦИОННОЕ ПУСКОВОЕ УСТРОЙСТВО

Предлагаемая полезная модель относится к вооружению, конкретно - к пусковым установкам для запуска авиационных средств поражения (АСП) изнутри самолета.
Известны авиационные пусковые устройства, в которых АСП подвешиваются к самолету снаружи (см., например, патент РФ №2259933). Наиболее близкой к предлагаемому устройству является пусковая установка по патенту США №4637292, - прототип. Указанная установка включает поворотную раму, механизмы закрепления и пуска АСП, створки с дополнительными захватами для ракет. Ракеты запускаются через люк внизу фюзеляжа после поворота створок и рамы на угол, кратный 90°.
К недостаткам прототипа следует отнести большую инерционность установки, которая приводит к снижению быстродействия.
Технической задачей является повышение быстродействия внутрифюзеляжного многопозиционного пускового устройства (ВМПУ) путем снижения инерционности.
Технический результат достигается тем, что во внутрифюзеляжном многопозиционном пусковом устройстве, содержащем переднюю и заднюю опоры, поворотную несущую конструкцию, держатели для ракет, механизм для пуска ракет, поворотная несущая конструкция выполнена в виде усиленной шпангоутами обечайки, внутри которой размещены прикрепленные к опорам консоли, снабженные опорными полозками для взаимодействия со шпангоутами обечайки, держатели для ракет выполнены в виде захватов, смонтированных на рычагах, закрепленных на обечайке, а механизм для пуска ракет содержит прикрепленный к опоре силовой цилиндр, шток которого связан с установленными на консолях качалками, оборудованными тягами, выполненными с возможностью взаимодействия с рычагами для удержания ракет.
В устройстве силовой цилиндр механизма для пуска ракет может быть прикреплен к передней опоре. В устройстве передняя и задняя консоли могут быть связаны между собой при помощи балки. В устройстве передняя и задняя качалки могут быть связаны синхронизирующей тягой. В устройстве кинематическая связь между тягой на качалке и рычагом для удержания ракеты может быть выполнена в виде разъемной сферической пары, например, сферического шипа и паза, причем шип может быть выполнен на рычаге, а паз выполнен на конце тяги.
Предлагаемая полезная модель поясняется чертежами, на которых показаны следующие виды: фиг.1 - вид ВМПУ в момент пуска ракеты, фиг.2 - сечение А-А на фиг.1, фиг.3 - продольный разрез ВМПУ, фиг.4 - привод поворота в разрезе, фиг.5 - вид привода поворота по стрелке Б, фиг.6, 7 - шарнирное соединение задней опоры с фюзеляжем самолета.
В примере конкретного исполнения ВМПУ содержит обечайку 1, установленную внутри фюзеляжа самолета 2 на передней 3 и задней 4 опорах, которые прикреплены к фюзеляжу при помощи цапф 5. На обечайке закреплены передние и задние рычаги 6 для удержания ракет 7 в транспортном положении и сопровождения их при пуске. В транспортном положении рычаги удерживают ракеты за бугели 8 при помощи захватов 9, прикрепленных к траверсам 10. Для поворота рычагов 6 в положение пуска имеется механизм, содержащий двойной гидроцилиндр 11, установленный в защитной трубе 12 при помощи кронштейнов 13. Шток гидроцилиндра 11 связан через шатун 14 с рычагом 15, прикрепленным к передней качалке 16. Качалка 16 имеет тягу 17, оборудованную на конце сферическим наконечником с пазом для сферических шипов 18 на передних рычагах 6, закрепленных снаружи обечайки при помощи шарниров 19. Качалка 16 установлена на консоли 20, прикрепленной к трубе 12, которая прикреплена к передней опоре 3.
С консолью 20 связана, при помощи балки 21, консоль 22, которая закреплена на задней опоре 4. На консоли 22 установлена задняя качалка 23, которая имеет тягу 24. На тяге 24, аналогично тяге 17, выполнен сферический наконечник с пазом для сферических шипов 18 на задних рычагах 6, которые закреплены снаружи обечайки 1 при помощи шарниров 25. Качалки 16, 23 связаны между собой синхронизирующей тягой 26. На консолях 20, 22 закреплены кольцевые полозки 27, на которые опираются шпангоуты обечайки 1. Фиксацию рычагов 6 в транспортном положении обеспечивают стопоры 28, связанные между собой синхронизатором 29. Для освобождения рычагов 6 служит дополнительный гидроцилиндр 30, связанный со стопорами 28 через рычажный механизм 31.
Внутри опоры 3 смонтирован привод поворота 32 для обечайки 1 с ракетами 7. Выходной вал 33 привода, выполненный полым, соединен посредством шлицев с конусным переходником 34 обечайки 1. Привод поворота содержит силовые гидроцилиндры 35, штоки которых кинематически соединены через крестовину 36 с водилом 37. Водило 37 имеет возможность сцепляться, при помощи поворотных элементов (далее - бономы) 38, с ответными валами 39 венца 40, который через шлицы соединен с валом 33. Механизм стопорения 41 содержит поворотные бономы 42, которые соединены при помощи кинематических тяг 43 с гидроцилиндрами 44. Конструкция бономов 38, 42 и валов 39 обеспечивает их замыкание и размыкание в кинематическую цепь при определенном положении штоков цилиндров 44. Таким образом, указанные детали соединяются и разъединяются путем их взаимного разворота аналогично зубчатой муфте. Тем самым обеспечивается точная фиксация обечайки в позиции пуска, необходимая для надежного задания координат ракете в момент ее пуска.
Для дистанционного управления агрегатами предусмотрены электрические кабели 45, проложенные внутри вала 33. Кабели 45, спирально закрученные вокруг трубы 12, образуют гибкий токопереход с неподвижной части ВМПУ на подвижную. Для передачи гидравлической энергии в исполнительные цилиндры служат трубки 46, проложенные внутри трубы 12. С целью повышения надежности система содержит два гидроканала, которые подключены к независимым источникам гидросистемы самолета. Этим объясняется наличие сдвоенных цилиндров 11,35 и 44. Система датчиков обеспечивает автоматическое переключение на резервный гидроканал при недопустимом падении давления в основном гидроканале.
Задняя опора выполнена в виде неподвижного кольца 47, прикрепленного к цапфам 5. Хвостовой конус 48 обечайки установлен в элементе 47 при помощи подвижного кольца 49, которое обеспечивает поворот обечайки внутри опоры 4. Таким образом, ВМПУ подвешено в самолете в трех точках, что исключает передачу деформаций фюзеляжа на обечайку и ракеты.
Устройство работает в следующем порядке. В транспортном положении обечайка с ракетами находится в зафиксированном положении, которое обеспечивается бономами 42 механизма стопорения 41 и бономами 39 привода поворота 32, находящимися в положении «а», как показано на фиг.4. Сферические шипы 18 на рычагах 6 в позиции пуска удерживаются в пазах сферических наконечников на концах тяг 17.
Для пуска первой ракеты подают давление в гидроцилиндр 30, который через рычажный механизм 31 отключает стопоры 28, освобождая тем самым пару рычагов 6, которые находятся в позиции пуска над люком, как показано на фиг.2. Под действием силы тяжести ракета выводится из фюзеляжа самолета. Рычаги 6 разворачиваются, увлекая вниз тяги 17, которые поворачивают качалки 16, 23, вытягивая шток цилиндра 11 через рычаги 15, 14. Кинематика рычагов 6 рассчитана так, что в самой нижней позиции, когда ракета уже прошла через люк, траверсы 10 разворачиваются на максимальный угол относительно рычагов и освобождают захваты 9, которые сразу раскрываются. Бугели 8 ракеты 7 соскальзывают с захватов, ракета отделяется от самолета и начинает самостоятельное движение к цели.
Для подготовки пуска следующей ракеты сначала сбрасывают давление в цилиндре 30, затем подают давление в цилиндр 11 на втягивание штока, который поворачивает качалки 16, 23 (вправо по чертежу), поднимая тяги 17, 24. Рычаги 6, связанные с тягами 17, 24 зацеплением наконечников 18, возвращаются в исходное положение и фиксируются стопорами 28. После этого включают привод поворота обечайки для перевода второй ракеты в позицию пуска. Для этого сначала подают давление в гидроцилиндр 44, который через тяги 43 поворачивает бономы 42 на угол 90°. Бономы 42 разворачивают соединенные с ними валы 39 венца 40, при этом разворачиваются и бономы 38 водила 37. В результате, водило 37 соединяется с венцом, который отсоединяется от механизма стопорения. При подаче давления в гидроцилиндр 35 его шток поворачивает, через крестовину 36, водило 37 и венец 40 выходной вал 33. Вместе с валом 33 поворачивается обечайка 1 с ракетами. Полный ход штока цилиндра 35 обеспечивает поворот обечайки 1 на одну позицию. Затем цилиндр 44 сразу переключают на обратный ход. Шток цилиндра 44 через тяги 43 разворачивает бономы 42, валы 39 и бономы 38 в исходное положение. Венец 40 оказывается отключенным от привода поворота, а нежелательный крутящий момент, со стороны несимметрично подвешенных ракет, замыкается через венец 40, бономы 42 на корпус 32, связанный с цапфами 5. Пуск второй ракеты можно произвести в любой момент путем аналогичной последовательности действий.
Подвеску ракет на ВМПУ производят с использованием самолетной съемной системы загрузки, соблюдая следующий порядок операций:
- выключить стопоры 28 рычагов 6 в нижней позиции;
- опустить рычаги 6;
- поднять ракету съемной системой до стыковки бугелей 8 с захватами 9;
- включить цилиндр 11 на подъем рычагов 6 с ракетой 7;
- зафиксировать стопорами 28 рычаги 6 с ракетой 7 после их подъема;
- произвести поворот обечайки 1 на одну позицию,
- повторить описанные выше действия для подвески другой ракеты.
Новым в предлагаемом техническом решении является то, что механизм для пуска ракет, размещенный внутри поворотной части, закреплен на неподвижной опоре, как и привод поворота. Такое решение позволяет существенно снизить нагрузку на привод поворота и повысить быстродействие пускового устройства. При этом обечайка с ракетами вращается, аналогично револьверному барабану с патронами, опираясь на кольцевые полозки, которые прикреплены к неподвижным опорам, размещенным внутри обечайки, что повышает жесткость системы, нужную для быстрого и точного пуска ракеты.
В соответствии с описанной схемой на предприятии заявителя изготовлен опытный образец ВМПУ. Испытания показали хороший результат.