Катапульта для взлета летательного аппарата
CATAPULT FOR AIRCRAFT TAKEOFF

Предлагаемое устройство относится к стартовым устройствам (катапультам) и может использоваться для запуска разнообразных объектов, в том числе, для взлета беспилотных летательных аппаратов (БПЛА).
Известно стартовое устройство (см. пат. РФ №1327441, МПК S64F1/06, F15515/02, Кирпикин Ф.И., Кирпикин А.Ф., опубл. 27.12.1995 г.), в котором в качестве разгонного стартового механизма применяют эластичную гидрокамеру, охваченную прядями тяговых элементов, составленных из гибких и упругих нитей, соединенных без их отрыва с рамой и стартовой кареткой. Натяжением гибких и упругих нитей создают ускорение разгона стартовой каретки и установленного на ней запускаемого объекта.
Недостатком устройства является конструктивная сложность, незначительный разгонный путь, сложность хранения, транспортировки, установки, а также низкие технические характеристики.
Известно устройство для запуска беспилотных летательных аппаратов (см. патентную заявку Великобритании №2132577, МПК B6AF 1/06, 11.07.1984 г.), содержащее наклонную направляющую, каретку, на которой устанавливается БПЛА, перемещаемую по направляющей разгонным устройством. Разгонное устройство включает в себя маховик с приводом от электромотора, систему сцепления и передачи механической энергии от маховика к каретке. Перед запуском с помощью стыковочного устройства летательный аппарат присоединяют к каретке, расположенной на катапульте в стартовом положении, а после ее разгона устройством до требуемой скорости, летательный аппарат отсоединяют от каретки.
Недостатком данного устройства является ограниченная надежность его работы, обусловленная большим количеством механических звеньев разгонного механизма.
Известна катапульта для запуска летательных аппаратов (см. пат. РФ №2771300, МПК B64F1/04, F41F3/042, F41F7/00 Сысоев С.Н., Черкасов Ю.В., Федина М.А., опубл. 29.04.2022 г., Бюл. №13), в котором в качестве разгонного устройства применяют торообразный пневматический привод, выполненный с возможностью охватывания запускаемого объекта. Это упрощает конструкцию и повышает надежность работы устройства, но требует установки разгонного устройства в транспортно-пусковом контейнере, что ограничивает номенклатуру запускаемых летательных аппаратов по габаритным размерам, например, не позволяет разместить БПЛА с крылом большого удлинения.
Наиболее близким из существующих по техническому решению является катапульта для взлета летательного аппарата (см. патент RU №2497725, МПК B64F 1/06, Громов В.В, Гущин К.А., Липсман Д.Л., и др., опубл. 10.11.2013 г., Бюл. №31), содержащая направляющую с кареткой, разгонное устройство каретки, включающее в себя силовой цилиндр с поршнем и трос с блоками. Один конец троса соединен с кареткой, а другой - с поршнем пневмоцилиндра, выполняющим функцию тягового элемента разгонного устройства. На каретке смонтирован узел стыковки с летательным аппаратом. Устройство расширяет номенклатуру запускаемых летательных аппаратов по габаритным размерам, стартовой массе и тяги силовой установки.
Однако применение в качестве разгонного элемента силового пневмоцилиндра традиционного исполнения ограничивает повышение надежности запуска летательного аппарата и увеличение ресурса работы устройства. Это обусловлено необходимостью обеспечения уплотнения подвижных соединений.
Задачей изобретения является повышение эффективности работы устройства путем упрощения конструкции, обеспечения надежности запуска летательного аппарата, возможности запуска объектов с большей стартовой массой и тягой силовой установки.
Поставленная задача достигается тем, что в катапульте для взлета летательного аппарата, содержащей направляющую с кареткой, установленную на корпусе пневмоцилиндра разгонного устройства тележки, включающего трос с блоками, один конец которого соединен с кареткой, а другой - с тяговым элементом разгонного устройства, тяговый элемент выполнен в виде штока, охватываемого в исходном положении торообразной оболочкой, образующей герметичную камеру, соединенную с линией пневмопитания и закрепленную в средней части на внутренней поверхности корпуса пневмоцилиндра, выполненной конусно с расширением в сторону, направленную противоположно направлению взлета летательного аппарата.
В катапульте для взлета летательного аппарата с целью регулировки тягового усилия шток выполнен с оболочкой, охватывающей его по периметру и образующей герметичную камеру, соединенную с линией пневмопитания.
Пример предлагаемого устройства представлен на чертеже (фиг.), где показаны этапы его работы.
Устройство (фиг., а) состоит из станины 1, на которой закреплено разгонное устройство, выполненное из корпуса 2 в виде цилиндрической конусообразной трубы, на которой закреплены направляющие 3 с возможностью перемещения по ним каретки 4 с летательным аппаратом 5, зафиксированной в исходном положении фиксатором 6. В корпусе установлена торообразная герметичная оболочка 7, закрепленная на внутренней поверхности корпуса 2, образующая камеру, охватывающую шток 8 с герметичной оболочкой 9. Торообразная камера А и штоковая камера Б выполнены с возможностью соединения с линиями питания пневмодавления. Шток соединен тросом 10 через блок 11 с кареткой 4. На корпусе в крайнем положении каретки закреплен демпфер 12.
Для требуемого функционирования устройства применяют известный способ работы камерных приводов (см. патент RU №286379 «Способ управления перемещением штока камерного привода» МПК B25J 13/00, F01B 19/00, F04B 43/00, Сысоев С.Н., опубл.10.06.2016 г., Бюл. №16), использующий эффективную площадь для управления силовым воздействием.
нт
0
нт
В исходном положении (фиг., а) в камере А создано пневмодавление р, величина которого достаточна для реализации ее торовой формы с целью наладки разгонного устройства, а камера Б соединена с атмосферой и имеет минимальный радиальный размер. Конусность корпуса 2 приводит к разнице торцевых эффективных площадей торообразной камеры и тяговому начальному усилию F от давления настройки р.
ст
Предстартовый этап (фиг., б) осуществляется путем создания рабочих давлений в торовой и штоковой камерах А и Б. Так как это не приводит к изменению эффективных торцевых поверхностей торообразной камеры, то тяговое усилие F не существенно изменяется и каретка 4 удерживается фиксатором 6.
ст
1
Стартовый этап (фиг., в) выполняется путем расфиксации положения каретки 4 фиксатором 6. Силовым воздействием F торообразная камера, выворачиваясь, перемещает шток влево, разгоняя каретку 4 с летательным аппаратом 5. Тяговое усилие увеличивается до F, так как увеличивается площадь левой эффективной торцевой поверхности торообразной камеры.
0
Выход штока из торообразной камеры (фиг., г) приводит к уменьшению площади левой эффективной торцевой поверхности торообразной камеры и уменьшению тягового усилия до F. Выполняется запуск летательного аппарата. Для остановки в конце хода каретки используется демпфер 12.
Для приведения устройства в исходное (транспортное) положение штоковую камеру соединяют с атмосферой, а торообразную - с давлением питания настройки. Перемещают каретку в исходное левое положение, вводя тем самым шток в торообразную камеру. Затем фиксируют положение каретки фиксатором 6.
Таким образом, в предлагаемом устройстве повышается эффективность его работы за счет упрощения конструкции, обеспечивается надежность запуска летательного аппарата, возможность запуска объектов с большей стартовой массой и тягой силовой установки.
Моделирование, макетирование, проведенные натурные исследования предлагаемого устройства подтвердили его работоспособность, эффективность и промышленную применимость.