УНИФИЦИРОВАННОЕ ВНУТРИФЮЗЕЛЯЖНОЕ КАТАПУЛЬТНОЕ УСТРОЙСТВО И ЕГО СИЛОВОЙ ПРИВОД
UNIFIED IN-AIRFRAME-CATAPULT DEVICE AND ITS DRIVE

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.