УСТРОЙСТВО ГРАВИТАЦИОННОГО ЗАПУСКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT GRAVITY LAUNCHER

Изобретение относится к авиации, а точнее к устройствам запуска летательных аппаратов, использующих силу притяжения Земли, и к устройствам посадки на трос.
Известны устройства запуска летательных аппаратов. Так, в устройстве по пат. РФ №2096273, МПК B64F 1/00, 20.11.1997 имеется трамплинная горка, по которой под действием силы тяжести скатывается на каретке летательный аппарат. Но это сложное устройство (нужен еще подъемник и механизм фиксации летательного аппарата на верху горки), и оно может использоваться только для запуска летательного аппарата.
Известно также устройство запуска по пат. Великобритании №334369, МПК B64F 1/00, 04.09.1930 (прототип), которое состоит из качелей для маятникового разгона летательного аппарата, включающих две опоры, каретку и тросы для подвешивания каретки, а также из подъемника для соединения летательного аппарата с кареткой в один раскачиваемый блок, и из привода этого блока для подъема последнего в стартовую позицию. В стартовом положении при достижении двигателем летательного аппарата максимальных оборотов, раскачиваемый блок отпускается и совершает маятниковое движение вниз-вперед. В момент прохода нижней точки качания, летательный аппарат, получив необходимую скорость разгона, отделяется от каретки и летит. Недостатками этого устройства являются его сложность (устройство отвода летательного аппарата в точку старта с отдельной опорой) и ограниченная сфера применения (только для запуска, причем в точке старта, отклоняющейся от нижней точки не более чем на 60-70 градусов).
Задачей настоящего изобретения является упрощение устройства и применение его как для запуска, так и для посадки летательных аппаратов на горизонтальный трос подобно посадке летательного аппарата, описанного в пат. RU 2235045.
Это достигается тем, что, в отличие от известного технического решения, подъемник содержит установленные на опорах лебедки с барабанами, а привод раскачиваемого блока содержит движитель с аэро или газодинамической тягой и установлен на раскачиваемом блоке, причем тросы закреплены на барабанах с возможностью наматывания на барабаны и закреплены на каретке с возможностью отсоединения по крайней мере одного троса, проходящего от одной опоры до другой.
В устройстве гравитационного запуска летательного аппарата лебедки могут быть установлены наверху опор.
В устройстве гравитационного запуска летательного аппарата привод раскачиваемого блока может быть установлен на каретке.
В устройстве гравитационного запуска летательного аппарата движителем раскачиваемого блока может быть вентилятор.
В устройстве гравитационного запуска летательного аппарата движителем раскачиваемого блока может быть движитель летательного аппарата.
В устройстве гравитационного запуска летательного аппарата движитель может быть установлен с возможностью реверса тяги.
Устройство иллюстрируется чертежами, где: на фиг.1 показан общий вид сзади устройства с летательным аппаратом, подвешенным к каретке (исходная позиция или одна из позиций запуска); на фиг.2 показан вид сбоку этого устройства по фиг.1, а пунктирными линиями показана одна из возможных стартовых позиций раскачиваемого блока; на фиг.3 показан вид сбоку раскачиваемого блока по фиг.2; на фиг.4 представлена электрическая функциональная схема блока управления механизмом отделения летательного аппарата от каретки.
В устройстве (фиг.1 и фиг.2) на площадке (1) для запуска и посадки летательного аппарата установлены качели, включающие две опоры (2), каретку (3), V-образные тросы (4), концы которых закреплены на барабанах (5) лебедок (6), находящихся наверху опор, а средняя часть крепится к боковым зацепам (7) каретки. Летательный аппарат (8) (в данном случае самолет, но может быть и планер) своим крюком (9) - который в данном варианте является также тормозным крюком при посадке, но может быть отдельным крюком, используемым только при запуске, - подвешен (фиг.3) за запирающий сектор (10) (показан в разрезе как и каретка) коленчатого вала (11). Крюк расположен в продольном центральном пазе (12) каретки и может иметь на конце подшипник качения (13). При этом точка подвешивания (соприкосновения крюка и запирающего сектора) летательного аппарата находится позади центра тяжести (14) летательного аппарата близко к центру давления воздуха на крыло (15) в момент запуска. При таком условии силы, действующие на самолет во время раскачивания, соответствуют силам, действующим во время полета, а поэтому никакого изменения конструкции летательного аппарата не потребуется. При этом два выступа (16) каретки охватывают с боков киль (17) летательного аппарата и прилегают спереди и сверху к стабилизатору (18). В устройстве имеется средство разделения летательного аппарата от каретки, содержащее механизм отделения и блок управления. Представленный вариант механизма отделения включает электромагнитную муфту (19), соединенную валами с двигателем (20) и червяком (21). Двигатель вторым концом вала может быть соединен с осевым вентилятором (22) (показан пунктирными линиями). Червяк соединен с червячным колесом (23), жестко посаженным на коленчатый вал 11, запирающий сектор 10 которого служит опорой и запором для крюка 9. Блок управления (фиг.4) состоит из двух частей, одна из которых размещена на площадке 1 и включает источник излучения (24) с блоком питания (25). Вторая часть размещена на каретке 3 и включает приемник излучения (26), одновибратор (27), усилитель (28) с конденсатором (29) и блок питания (30). Выход усилителя подключен к электромагнитной муфте 19.
Работа устройства на запуск начинается с операции подвешивания каретки 3 к тросам 4. Для этого подвозят каретку, например, на тележке в среднюю точку площадки 1, включают все четыре лебедки 6 «на опускание» (разматывание тросов с барабанов 5), опускают тросы несколько ниже боковых зацепов 7, заводят тросы под зацепы (при необходимости применяют блокировочные элементы для фиксации тросов в зацепах) и включают лебедки «на подъем» (наматывание тросов на барабаны). Поднимают каретку выше верхней точки летательного аппарата 8 и включают лебедки в режим «удержания». (Все режимы лебедок отрабатываются с помощью исполнительных электродвигателей.) Затем проводят операцию соединения летательного аппарата с кареткой. Для этого запускаемый летательный аппарат 8 (допустим, это двухместный самолет с максимальным взлетным весом 600 кг и с винтовым приводом) выруливают под висящую над ним каретку и опускают каретку для соединения самолета с кареткой с помощью крюка 9 и двух выступов 16. Для этого вращают червяк 21 так, чтобы червячное колесо 23 с коленчатым валом 11 и запирающим сектором 10 поворачивались против часовой стрелки (фиг.3), а последний зашел под подшипник 13 до упора в крюк. При этом ориентируют стремящийся подняться хвост самолета на выступы 16 так, чтобы киль 17 оказался между ними, а стабилизатор 18 прилегал к ним спереди и сверху, предотвращая поворот самолета вокруг точки подвешивания. После этого крюк неподвижно фиксируют на самолете. Затем включают лебедки «на подъем» и поднимают раскачиваемый блок до заданной высоты для последующего раскачивания и запуска.
При этом возможны варианты. Самый простой вариант - когда двигатель 20 оснащен движителем 22 (например, осевым вентилятором) с тягой, превышающей вес самолета. При этом условии раскачиваемый блок после включения двигателя 20 каретки на максимальную мощность, а привода самолета в режим реверса (максимальная тяга которого обычно не более трети от максимального взлетного веса самолета, а тяга в режиме реверса обычно половина от максимальной) начинает подниматься назад-вверх по маятниковой траектории. При достижении заданной высоты (угол подъема может достигать 90 и более градусов) двигатель 20 переключают на минимальные обороты (тяга падает на два порядка), а двигатель самолета - на максимальные обороты. Кроме этого включают (фиг.4) блок управления (или только источник излучения 24, если кареточная часть блока управления уже была включена заранее). Раскачиваемый блок под действием силы тяжести и тяги двигателя самолета совершает маятниковое движение вниз-вперед и проходит мимо источника излучения, установленного на некотором расстоянии от нижней точки раскачиваемого блока (точки предполагаемого запуска самолета). При этом срабатывает приемник излучения 26, предавая сигнал в виде перепада напряжения в одновибратор 27, который формирует сигнал заданной длительности, поступающий в усилитель 28. Последний включает электромагнитную муфту 19. При этом через обмотку муфты разряжается конденсатор 29, установленный для того, чтобы не перегружать блок питания 30 большим током, необходимым для срабатывания муфты. Срабатывание муфты приводит к передаче вращения от двигателя 20 на червяк 21, вращение которого вызывает поворот червячного колеса 23 по часовой стрелке (фиг.3) вместе с коленчатым валом 11 и запирающим сектором 10. За период времени от засвечивания приемника излучения до выхода запирающего сектора из-под подшипника 13 раскачиваемый блок совершает маятниковое движение до нижней точки раскачивания (фиг.2). И в момент ее прохождения самолет отделяется от каретки, получив при раскачивании скорость, достаточную для начала подъема. Но каретка по инерции продолжает движение по маятниковой траектории и поднимается вверх быстрее самолета, тем самым не препятствуя прохождению под ней крюка и хвостового оперения самолета.
Другой вариант раскачивания и запуска самолета - это отсутствие движителя 22 на каретке и наличие маломощного двигателя 20, необходимого только для отделения самолета от каретки. В этом случае происходит настоящее раскачивание. Допустим выбранный выше тип самолета имеет двигатель с максимальной тягой 2000 H и реверсом в 1000 H, а каретка имеет массу в 100 кг. При радиусе маятникового движения (от точки подвеса переднего троса на фиг.2 до центра тяжести самолета), равном 30 метров, раскачиваемый блок из исходного положения, при включении двигателя на полную мощность, пройдет вперед-вверх по маятниковой траектории на угол около +33 градусов за 6,1 секунду и остановится. Затем включают реверс (условно считаем, что время переключения на реверс и обратно равно нулю) и ход вниз-назад-вверх до примерно -50 градусов от нижней исходной точки за 5,9 секунды и останов. Затем отключают реверс и раскачиваемый блок идет вниз-вперед-вверх до +80 градусов от нижней исходной точки за 6,4 секунды и останов. Снова включают реверс и заранее его отключают, чтобы раскачиваемый блок остановился примерно на -90 градусов. А дальше включают источник излучения и идет уже описанный выше процесс по запуску самолета. При этом выбранные выше условия позволяют разогнать самолет до скорости почти в 100 км/час при максимальной перегрузке в 2,5 g. Такой скорости достаточно для большей части существующих двухместных самолетов.
Возможен третий вариант запуска - без реверса, а остальные исходные данные по второму варианту. В этом случае количество раскачиваний увеличивается, а разгон самолета снижается примерно на 5-10 км/час.
И наконец четвертый вариант - запуск планера или самолета без реверса, когда привод, установленный на каретке, является единственным источником подъема летательного аппарата до стартовой позиции.
После запуска летательного аппарата каретку останавливают включением двигателя 20, или она сама останавливается после некоторых колебаний.
Для посадки взлетевшего самолета, с помощью предложенного устройства, надо натянуть один из тросов (пунктирная горизонтальная линия на фиг.1), а для этого каретку опускают, освобождают тросы от зацепов 7, каретку увозят с площадки запуска, а затем включают «на подъем» лебедки одного троса до момента его натяжения между опорами 2. Перед посадкой самолета лебедки натянутого троса включают «на торможение» и дальнейшие операции по посадке производят, известным способом, описанным в вышеуказанном изобретении по пат. RU 2235045. А именно на посадку самолет идет на минимальной горизонтальной скорости, с тормозным крюком 9, удерживаемым амортизатором над фюзеляжем примерно под 45 градусов к продольной оси самолета. Пролетая под тросом, самолет зацепляется тормозным крюком за трос (при этом трос проходит выше вращающегося винта самолета, но ниже верхней точки крюка), теряет свою энергию полета на вытягивание троса с заторможенных барабанов и снижается из-за потери подъемной силы. В конце торможения самолет либо падает на амортизирующую поверхность (например, сеть) для демпфирования скорости снижения, либо его оставляют висеть на тросе, а затем опускают на подведенную тележку.
Как при запуске, так и при посадке в этом устройстве возникают перегрузки, предел которых 2,5 g для пассажиров был определен еще при эксплуатации сверхзвукового Конкорда. Но имеет значение высота опор и время действия перегрузки. Например, для запуска четырехместного самолета Ил-103 или восьмиместного австралийского GA-8 необходимая высота опор составляет 53 м (48 м до центра тяжести плюс запас под фюзеляжем около 5 м), что кажется допустимым техническим пределом. Но время действия перегрузки - пока еще не изученный вопрос.