Авиационное катапультное устройство

 

Изобретение может быть использовано для применения на различных типах самолетов для транспортирования и принудительного отделения ракет. Устройство содержит силовой корпус с размещенными в нем механизмом принудительного отделения ракеты в виде переднего и заднего вертикальных короткоходовых толкателей поршневого типа, механизмом синхронизации работы указанных толкателей, пиротехническим приводом, бортовым электроразъемом связи с ракетой, устройством сигнализации наличия ракеты и блоком электроавтоматики. Механизм крепления для транспортировки ракеты установлен на указанных толкателях. Пиропривод соединен с механизмом принудительного отделения ракеты. Бортовой электроразъем расположен перед передним толкателем. Корпус выполнен съемным аэродинамически подобным в виде балки прямоугольного сечения с высотой, равной калибру применяемой ракеты, шириной, составляющей 0,3 — 0,4 его высоты, длиной, равной 1,8 — 2,0 базы подвески ракеты. Передняя и задняя части корпуса заужены, имеют переднюю и заднюю кромки, образованные сходящимися боковыми стенками и наклоненные к плоскости основания корпуса. Такое исполнение катапультного устройства обеспечивает высокие аэродинамические и эксплуатационные характеристики, стабильные параметры отделения ракеты на всех режимах боевого применения самолета, расширяют зоны его возможного размещения на самолете, обеспечивая более эффективное их использование. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для применения на различных типах самолетов для транспортирования и принудительного отделения (катапультирования) ракет.

Известно авиационное катапультное устройство, содержащее систему для запирания на неподвижных узлах крепления груза, подвешенного под самолетом, 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 система имеет устройство для запирания груза. Это 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 с вторым плечом кривошипного рычага, а противоположный его конец шарнирно связан с вторым плечом второго кривошипного рычага указанной пары. Под действием натяжного устройства происходят одновременное прямолинейное перемещение вверх каждого крюка, обеспечивающее захват грузом подвесного устройства, и равномерное распределение усилий на каждый крюк, пат. США 4202576, B 64 D 1/02, 1980. Недостаток данного катапультного устройства, как и других аналогичных устройств крепления грузов под летательным аппаратом (пат. США 4318561, B 64 D 1/02, 1982; пат. США 4416437, B 64 D 1/02, 1983), заключается в том, что они имеют ограниченные зоны размещения на самолете и могут использоваться только для грузов с захватными ушками. Известно другое авиационное катапультное устройство с принудительным сбросом ядерного боеприпаса, имеющее держатель боеприпаса. Боеприпас имеет несколько ушков или бугелей, при помощи которых боеприпас разъемно связывают с держателем. Держатель с принудительным сбросом боеприпаса имеет устройство для разъемного крепления отделяемого ядерного боеприпаса с помощью ушков или бугелей боеприпаса. Это крепежное устройство содержит два противоположных крюка, форма и размеры которых обеспечивают разъемный захват ушков или бугелей ядерного боеприпаса. Крепежное устройство содержит рычажный механизм с соответствующими размерами и конфигурацией, расположенный между противоположными крюками и связывающий их так, что при любом перемещении рычажного механизма происходит одновременное срабатывание крюков. С соединительным рычажным механизмом связано устройство для перемещения рычажного механизма с целью одновременного приведения в действие крюков, которые смещаются вниз, закрываются и тем самым разъемно захватывают ушки или бугели боеприпаса. При одновременном перемещении вверх крюки раскрываются, отцепляются от ушков или бугелей и освобождают боеприпас, пат. США 4049222, B 64 D 1/04, 1977. Недостатком этого устройства, как и других устройств для пуска боеприпасов (пат. США 5257758, B 64 D 7/08, 1993; пат. США 5522566, B 64 D 1/02, 1996), помимо ограниченного применения боеприпасов только с захватными ушками, является его установка только внутри фюзеляжа самолета, тем самым исключается возможность комбинировать размещение боеприпасов на самолете и затрудняется эксплуатационное обслуживание этого устройства. 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. Это устройство 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. Кроме того, устройство содержит толкатель, связанный с правым выводящим рычагом, патент США 4440365, B 64 D 1/02, 1984. Недостаток данного устройства, а также устройства по пат. Великобритании 2017617, B 64 D 1/00, 1979, заключается в том, что оно имеет сложную конструкцию, при этом из-за наличия большого числа кинематических звеньев оно характеризуется большими потерями на трение. Кроме того, в процессе хода катапультирования и возврата рычагов в транспортное положение, требуются значительные затраты энергии. Известно устройство подвески и сбрасывания груза, которое содержит переднюю и заднюю направляющие, предназначенные для удерживания соответственно переднего и заднего бугелей груза. Направляющие соединены между собой жесткими элементами и образуют подвижную часть, которая может перемещаться по продольным направляющим несущего корпуса. Внутри корпуса имеются неподвижные и защелкиваемые упоры, которые взаимодействуют с грузом, препятствуя его перемещению в любом направлении в положении подвески. Перемещение подвижной части в направляющих освобождает груз, обеспечивая его сбрасывание, пат. Франции 2616123, B 64 D 1/04, 1988. Недостаток известного устройства, как и пускового устройства для несения и пуска снарядов по пат. ЕР 0039391, B 64 D 1/02, 1981, заключается в том, что их зоны применения на самолете ограничены, они не могут устанавливаться под фюзеляжем в районе воздухозаборника самолета, т.к. после пуска ракеты (снаряда) ее факел, попадая в воздухозаборник самолета, может вызвать заглухание двигателя. В случае размещения пускового устройства под крылом накладываются определенные геометрические ограничения по расстоянию между однотипными пусковыми устройствами. Иначе воздействие факела от работающего двигателя ракеты, после ее старта, может вывести из строя соседнюю ракету. Настоящее изобретение направлено на создание авиационного катапультного устройства (далее АКУ) с улучшенными аэродинамическими характеристиками, расширяющего зоны возможного применения его на самолете, обладающего улучшенными эксплуатационными характеристиками и обеспечивающего стабильные параметры отделения ракеты на всех режимах боевого применения самолета за счет изменения внешней формы силового автономного съемного корпуса АКУ и компактного размещении в нем соответствующих функциональных механизмов. Сущность изобретения заключается в том, что авиационное катапультное устройство, содержащее силовой корпус с размещенными в нем механизмом принудительного отделения ракеты в виде переднего и заднего вертикальных короткоходовых толкателей поршневого типа, механизм синхронизации работы указанных толкателей, установленный на последних механизм крепления для транспортировки ракеты, пиротехнический привод, соединенный с механизмом принудительного отделения, снабжено расположенным перед передним вертикальным короткоходовым толкателем бортовым электроразъемом связи с ракетой с механизмом стыковки и расстыковки, расположенным в нижней части корпуса устройством сигнализации наличия ракеты и блоком электроавтоматики, а корпус выполнен съемным аэродинамически подобным в виде балки прямоугольного сечения с высотой, равной калибру применяемой ракеты, шириной, составляющей 0,3. ..0,4 его высоты, длиной, равной 1,8…2,0 базы подвески ракеты, причем передняя и задняя части корпуса заужены, имеют переднюю и заднюю кромки, образованные сходящимися боковыми стенками и наклоненные к плоскости основания корпуса. В верхней части корпуса расположены три узла подвески устройства к самолету с нишами для размещения в них самолетных узлов, передний из которых является базовым и выполнен с возможностью восприятия нагрузки по трем направлениям (X, Y, Z), а два других выполнены с возможностью восприятия нагрузки по двум направлениям (Y, Z), расстояние между короткоходовыми толкателями равно расстоянию между узлами подвески ракеты. Передняя часть корпуса выполнена со сферическим обтекателем. Бортовой электроразъем связи с ракетой закреплен на двух рычагах, верхнем и нижнем, образующих параллелограмм, при этом верхний рычаг выполнен с двумя дополнительными плечами, одно из которых связано с пружинами механизма, удерживающего бортовой электроразъем в нижнем или верхнем положениях, второе — с передним вертикальным короткоходовым толкателем через тягу, служащую для подъема указанного разъема вверх при штатной работе устройства во время катапультирования ракеты. Для стыковки электроразъема в тяге выполнен паз, а устройство сигнализации наличия ракеты выполнено с управляющим элементом в виде штока, утапливаемого внутрь устройства корпусом ракеты после ее подвески и расположено за передним вертикальным короткоходовым толкателем. Механизм крепления для транспортировки ракеты выполнен самозапирающимся с шарнирно установленными запорными крюками, на которых выполнены кулачки, на которые нажимают бугели ракеты, поворачивая запорные крюки, зацепляющие нижние поверхности полок бугелей подвешиваемой ракеты и запирающиеся стопорными рычагами. Один из узлов крепления пиротехнического привода выполнен в виде вилки, а другой — в виде боковых выступов овальной формы, с помощью которых соединен с поворотным затвором, фиксирующим пиротехнический привод в рабочем положении, удерживаемым стопорным рычагом, причем затвор выполнен с удлиненными боковыми щечками, для вывода пиротехнического привода из корпуса устройства при снятии и ввода его при установке. Такое исполнение авиационного катапультного устройства обеспечивает высокие аэродинамические и эксплуатационные характеристики, стабильные параметры отделения ракеты на всех режимах боевого применения самолета, расширяет зоны его возможного размещения на самолете, обеспечивая более эффективное их использование. Изобретение поясняется чертежами, где показаны на фиг. 1 — вариант схемы размещения нескольких однотипных АКУ на самолете: а) под фюзеляжем; б) под воздухозаборниками или рядом с ними, не опасаясь заглухания двигателя самолета после пуска ракеты; в) под крылом более плотно с меньшим расстоянием «К» между АКУ, которое определяется только габаритами ракеты плюс зазор безопасности «И» между подвешенными ракетами, т.к. при этом после пуска ракеты воздействие газовой струи ее на соседнюю подвешенную ракету практически отсутствует; на фиг. 2 — кинематическая схема АКУ: а) в транспортном положении; б) при катапультировании; на фиг. 3 — АКУ с ракетой в транспортном положении и вид со стороны А; на фиг. 4 — АКУ с ракетой в конце хода принудительного отделения; на фиг. 5 — вид сверху на корпус АКУ;
на фиг. 6 — самозапирающийся механизм для крепления ракеты на толкателе:
а) положение запорных крюков при подвешенной ракете;
б) положение запорных крюков перед подвеской ракеты;
на фиг. 7 — замковое устройство пиротолкателя:
а) закрытое положение;
б) открытое положение;
Авиационное катапультное устройство (АКУ) фиг. 2, 3, 4, 5 состоит из силового автономного съемного корпуса 1 с передним 2 и двумя задними 3 и 4 узлами подвески к самолету с нишами 5, нижнего обтекателя 6, переднего 7 и заднего 8 обтекателей, механизма 9 для принудительного отделения ракеты, электрических устройств, куда входит блок сигнализации наличия ракеты 10, а также механизма стыковки 11 бортового электроразъема (не показан) и блок 12 в сферическом обтекателе 12а. Корпус 1 фиг. 3, 4, 5 выполнен в виде силовой балки прямоугольного сечения из отдельных элементов, сваренных между собой. С передней, задней стороны и снизу корпус 1 закрыт обтекателями 6, 7 и 8, являющимися его неотъемлемой частью. Передний 7 и задний 8 обтекатели формируют наружный контур передней и задней части корпуса 1. У обтекателей 7, 8 передняя и задняя части заужены, имеют кромки «а» и «в» фиг. 5, образованные сходящимися боковыми (вертикальными) стенками «д» с уклонами для переднего обтекателя 7 в соотношении 1:4, а для заднего обтекателя 8 в соотношении 1:2. Таким образом в плоскости основания корпуса 1 получаются равнобедренные треугольники, высота которых соответственно L и L1, а длины «n» оснований равны ширине S корпуса. S=0,3…0,4H=2e,
где «е» — половина длины основания равнобедренных треугольников. Кромки «а» и «в» наклонены к плоскости основания корпуса 1 под углами 45o, 50o и скруглены радиусом «r». Высота «H» корпуса 1 равна калибру «D» применяемой ракеты фиг. 3, ширина S = 0,3…0,4H, длина L = 1,8…2Lб. Lб — база подвески применяемой ракеты (расстояние между бугелями — узлами подвески ракеты). Внутри корпуса 1 в передней части расположен разъем с механизмом 11, который удерживает его в нижнем опущенном или верхнем, убранном внутрь корпуса 1 положении. Управление механизмом — его опускание (стыковка) — производится вручную посредством поворота трехплечего рычага 15 фиг. 2а, а поднятие (расстыковка) производится или вручную, или посредством тяги 16 при катапультировании, один конец которой связан с рычагом 15, а второй — с передним толкателем 13. Тяга имеет паз 17 для опускания разъема. Как в поднятом (внутри корпуса), так и в опущенном (состыкованном с ракетой) положении разъем удерживается пружинами 18 механизма 11. Среднюю часть корпуса 1 занимает механизм 9 принудительного отделения ракеты, в состав которого входят передний 13 и задний 14 фиг. 2, 3, 4 короткоходовые толкатели, снабженные самозапирающимися замками крепления ракеты фиг. 6. Самозапирающийся замок крепления ракеты состоит из двух шарнирно закрепленных на оси 19 запорных крюков 20. Крюки 20 под усилием пружины 21 до подвески ракеты на АКУ находятся в раскрытом положении фиг. 6б. При подвеске ракеты бугели ее 20а упираются в выступы — кулачки 22 запорных крюков 20, нажимают на них и при дальнейшем движении ракеты поворачивают их. Крюки 20 зацепляют нижние поверхности 20в бугелей 20а и запираются стопорами 23 фиг. 6а. Быстрая установка и снятие пиротолкателя 24 фиг. 2, фиг. 7 обеспечивается следующим образом. Пиротолкатель имеет узел крепления фиг. 7 в виде вилки 25 с одной стороны, а с другой — в виде боковых выступов 26 овальной формы. В состав замкового устройства входят: поворотный затвор 27, стопорный рычаг 28. Затвор установлен на оси 29, имеет удлиненные боковые щечки 30, позволяющие выводить пиротолкатель 24 из корпуса 1 АКУ при снятии и вводить его при установке. Затвор 27 фиксирует пиротолкатель 24 внутри корпуса 1 АКУ фиг. 7а и в таком положении запирается стопорным рычагом 28, установленным на оси 31. Запирание происходит автоматически под действием пружины 32. Снятие пиротолкателя 24 фиг. 7б производится после поворота вручную стопорного рычага 28. Авиационное катапультное устройство работает следующим образом. Управление механизмом 11 — его опускание (стыковка) — производят вручную посредством поворота трехплечего рычага 15 фиг. 2а, а поднятие (расстыковка) производят или вручную, или посредством тяги 16 при катапультировании, один конец которой связан с рычагом 15, а второй — с передним толкателем 13. При движении толкателя 13 вниз при катапультировании тяга 16 перемещается вместе с толкателем 13 и воздействует на рычаг 15, поворачивая его и поднимая (расстыковывая) разъем. Как в поднятом (внутри корпуса), так и в опущенном (состыкованном с ракетой) положении разъем удерживается пружинами 18. При срабатывании механизма 9 принудительного отделения ракеты передний 13 и задний 14 толкатели фиг. 2, 3, 4, 6 перемещаются вниз, стопоры 23 фиг. 6б поднимаются, запорные крюки 20 открываются, поворачиваясь относительно оси 19, и освобождают подвешенную на них ракету. Ракета катапультируется. При подвеске ракеты к АКУ бугели ее 20а упираются в выступы — кулачки 22 запорных крюков 20, нажимают на них и при дальнейшем движении ракеты поворачивают их относительно оси 19. Крюки 20 зацепляют нижние поверхности 20в бугелей 20а и автоматически запираются стопорами 23 фиг. 6а. Ракета подвешена на АКУ и находится в транспортном положении. Быстрая установка и снятие пиротолкателя 24 фиг. 2, фиг. 7 осуществляется с помощью узла крепления фиг. 7 в виде вилки 25 с одной стороны, а с другой — в виде боковых выступов 26 овальной формы. Поворотный затвор 27 поворачивается относительно оси 29, а удлиненные боковые щечки 30 выводят пиротолкатель 24 из корпуса 1 АКУ при снятии и вводят его при установке. Затвор 27 обеспечивает фиксацию пиротолкателя 24 внутри корпуса 1 АКУ фиг. 7а и в таком положении запирается стопорным рычагом 28, поворачивающимся относительно оси 31. Запирание происходит автоматически под действием пружины 32, а снятие пиротолкателя 24 фиг. 7б может быть осуществлено после поворота вручную стопорного рычага 28. Изобретение позволяет значительно расширить зоны возможного применения АКУ на самолете и более эффективно использовать их (размещать «эшелонами», тандемом и т. д.). Конструкция силового съемного аэродинамически подобного корпуса позволила улучшить аэродинамические характеристики АКУ и компактно разместить внутри корпуса все описанные функциональные механизмы.

Формула изобретения

1. Авиационное катапультное устройство, содержащее силовой корпус с размещенными в нем механизмом принудительного отделения ракеты в виде переднего и заднего вертикальных короткоходовых толкателей поршневого типа, механизмом синхронизации работы указанных толкателей, установленным на последних механизмом крепления для транспортировки ракеты, пиротехническим приводом, соединенным с механизмом принудительного отделения, отличающееся тем, что оно снабжено расположенным перед передним вертикальным короткоходовым толкателем бортовым электроразъемом связи с ракетой с механизмом стыковки и расстыковки, расположенным в нижней части корпуса устройством сигнализации наличия ракеты и блоком электроавтоматики, корпус выполнен съемным аэродинамически подобным в виде балки прямоугольного сечения с высотой, равной калибру применяемой ракеты, шириной, составляющей 0,3 — 0,4 его высоты, длиной, равной 1,8 — 2,0 базы подвески ракеты, причем передняя и задняя части корпуса заужены, имеют переднюю и заднюю кромки, образованные сходящимися боковыми стенками и наклоненные к плоскости основания корпуса. 2. Авиационное катапультное устройство по п.1, отличающееся тем, что в верхней части корпуса расположены три узла подвески устройства к самолету с нишами для размещения в них самолетных узлов, передний из которых является базовым и выполнен с возможностью восприятия нагрузки по трем направлениям (X, Y, Z), а два других выполнены с возможностью восприятия нагрузки по двум направлениям (Y, Z), расстояние между короткоходовыми толкателями равно расстоянию между узлами подвески ракеты. 3. Авиационное катапультное устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что передняя часть корпуса выполнена со сферическим обтекателем. 4. Авиационное катапультное устройство по любому из пп.1 — 3, отличающееся тем, что бортовой электроразъем связи с ракетой закреплен на двух рычагах, верхнем и нижнем, образующих параллелограмм, при этом верхний рычаг выполнен с двумя дополнительными плечами, одно из которых связано с пружинами механизма, удерживающего бортовой электроразъем в нижнем или верхнем положениях, а второе с передним вертикальным короткоходовым толкателем через тягу, служащую для подъема указанного разъема вверх при штатной работе устройства во время катапультирования ракеты. 5. Авиационное катапультное устройство по п.4, отличающееся тем, что для стыковки бортового электроразъема в тяге выполнен паз, а устройство сигнализации наличия ракеты выполнено с управляющим элементом в виде штока, утапливаемым внутрь устройства корпусом ракеты после ее подвески и расположено за передним вертикальным короткоходовым толкателем. 6. Авиационное катапультное устройство по п.7, отличающееся тем, что механизм крепления для транспортировки ракеты выполнен самозапирающимся, с шарнирно установленными запорными крюками, на которых выполнены кулачки, на которые нажимают бугели ракеты, поворачивая запорные крюки, зацепляющие нижние поверхности полок бугелей подвешиваемой ракеты и запирающиеся стопорными рычагами. 7. Авиационное катапультное устройство по п.6, отличающееся тем, что один из узлов крепления пиротехнического привода выполнен в виде вилки, а другой — в виде боковых выступов овальной формы, с помощью которых соединен с поворотным затвором, фиксирующим пиротехнический привод в рабочем положении, удерживаемым стопорным рычагом, причем затвор выполнен с удлиненными боковыми щечками для вывода пиротехнического привода из корпуса устройства при снятии и ввода его при установке.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7

www.findpatent.ru

Авиационное катапультное устройство

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационным катапультным устройствам. Авиационное катапультное устройство содержит силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема. Силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных двумя кожухами, установленными между этими корпусами, и одним, установленным за задним из них. Узлы подвески силовых элементов на самолет размещены на указанных корпусах. Передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет. Механизм катапультирования образован вышеуказанными передним и задним корпусами с их кожухами, передним и задним выводящими рычагами и вновь введенной подвижной балкой, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты. Силовой привод двойного действия расположен между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки. Технический результат — уменьшение массы устройства, повышение удобства, надежности и безопасности при эксплуатации. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам, предназначенным для подвески, транспортирования и боевого применения на самолетах ракетного вооружения, в частности к авиационным катапультным устройствам (АКУ).

Применение катапультного старта ракет на современных самолетах-носителях продиктовано необходимостью обеспечения безопасности пуска ракеты без взаимного повреждения как самолета, так и ракеты, а также воздействием больших аэродинамических сил и спецификой расположения устройств запуска на самолете, когда существует опасность заглохания самолетной двигательной установки при запуске двигателя ракеты.

Известно катапультное устройство рычажного типа для подвески и обеспечения катапультного старта ракеты (патент РФ №2145566), выбранное в качестве прототипа.

Это АКУ содержит корпус с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия с поршнем, передний и задний шарнирно закрепленные выводящие рычаги с узлами подвески бугелей ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм стыковки разъема.

Такая конструкция предусматривает наружное размещение АКУ на самолете.

Конструкция механизма катапультирования этого АКУ такова, что приводит к необходимости увеличения массы привода и соответственно массы АКУ.

Наличие в АКУ привода, работающего от сжатого воздуха, приводит к необходимости заряжать привод сжатым воздухом перед каждым срабатыванием, что значительно усложняет эксплуатацию.

При этом коэффициент полезного действия привода достаточно низкий ввиду постоянного присутствия сжатого воздуха в полости корпуса под поршнем, препятствующего движению поршня в прямом направлении.

Настоящее изобретение направлено на решение технической задачи по созданию АКУ уменьшенной массы, обеспечивающего надежное безопасное катапультирование ракет и удобное в эксплуатации.

Поставленная задача решена тем, что в АКУ, содержащем силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема, новизна состоит в том, что силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных кожухами, установленными между этими корпусами и за задним из них, при этом узлы подвески на самолет размещены на этих корпусах, а передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет.

Вместе с тем, механизм катапультирования выполнен в виде четырехзвенника, образованного вышеуказанными силовыми элементами с их кожухами, передним и задним выводящими рычагами и вновь введенной подвижной балкой, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты, при этом силовой привод двойного действия расположен по диагонали между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки.

Кроме того, силовой привод АКУ выполнен пиротехническим и состоит из цилиндра с перемещающимся в нем поршнем, в котором размещена камера сгорания с золотником, в поршне и золотнике выполнены рабочие и возвратные каналы, при этом в золотнике выполнены дроссельные отверстия начальной подачи газа и кольцевая проточка.

Помимо этого, верхний торец цилиндра силового привода закрыт ввинчиваемой крышкой со сферической пятой, взаимодействующей с упором, выполненным на переднем выводящем рычаге, а нижний торец поршня снабжен навинчиваемой крышкой, имеющей овальные пазы, взаимодействующие с ответными элементами, выполненными на подвижной балке.

Кроме того, механизм отрывного разъема (МОР) выполнен в виде автономного блока и содержит собственный корпус с местами крепления МОРа к самолету.

Указанная выше совокупность существенных признаков позволяет достичь следующего технического результата:

— наличие переднего и заднего корпусов, выполняющих функции основных силовых элементов, позволяет исключить единый массивный силовой корпус, что обеспечивает снижение массы, возможность центральной подфюзеляжной подвески в полуутопленном состоянии (двухрядный тандем вблизи центра масс ракеты), и тем самым существенно улучшает аэродинамические характеристики самолета, при этом также обеспечивается необходимая устойчивость самолета при любом порядке пуска ракет на всех режимах его применения;

— введение четырехзвенного механизма катапультирования с расположенным по диагонали приводом двойного действия привело к снижению усилий, необходимых для перемещения выводящих рычагов с подвижной балкой в процессе катапультирования, что в свою очередь приводит к снижению массы привода, а соответственно и массы АКУ;

— конструкция пиротехнического привода обеспечивает надежность и безопасность катапультирования, и, кроме того, такой привод имеет высокий коэффициент полезного действия за счет отсутствия сил, препятствующих движению поршня в прямом направлении, и является быстросъемным, что также обеспечивает удобство эксплуатации АКУ в целом;

— удобство в эксплуатации за счет введения механизма отрывных разъемов в состав АКУ автономным блоком, что позволяет, в случае необходимости, снимать его с самолета, не снимая при этом катапультное устройство, и наоборот.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен общий вид авиационного катапультного устройства; на фиг.2 — кинематическая схема в транспортном положении; на фиг.3 — то же, в положении катапультирования; на фиг.4 — исходное положение силового привода; на фиг.5 и 6 — его работа при прямом и обратном ходе поршня.

Авиационное катапультное устройство (фиг.1, 2 и 3) состоит из силовых элементов, включающих в себя передний корпус 1 и задний корпус 2, соединенные левым 3 и правым 4 кожухами, и расположенный за задним корпусом 2 задний кожух 5, силового привода 6, выводящих рычагов — переднего 7 и заднего 8 с шарнирно закрепленной на них подвижной балкой 9 с направляющими 10 и 11 под бугели ракеты 12 и сбрасывателями 13, замково-стопорного механизма 14 и механизма отрывного разъема 15. Замково-стопорный механизм (ЗСМ) 14 состоит из переднего 16 и заднего 17 несущих крюков и переднего 18 и заднего 19 стопорных рычагов, соединенных тягами 20 и 21. ЗСМ 14 предназначен для запирания и удерживания выводящих рычагов 7 и 8 с подвижной балкой 9 в транспортном положении. Передний 7 и задний 8 выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах 3, 4 и 5, при этом их оси вращения 22 являются узлами подвески на самолет (не показан). На переднем 1 и заднем 2 корпусах также имеются узлы подвески 23 к самолету.

Пиротехнический привод 6 (фиг.4, 5 и 6) авиационного катапультного устройства состоит из цилиндра 24 с перемещающимся в нем поршнем 25, в котором размещена камера сгорания 26 с золотником 27. Верхний торец цилиндра 24 закрыт ввинчиваемой крышкой 28 со сферической пятой. С помощью крышки 28 и оси 29 привод 6 крепится к упору 30 переднего выводящего рычага 7 (пята шарнирно соединена с упором). Нижний конец поршня 25 закрыт навинчиваемой крышкой 31 с упором 32, за овальные пазы 33 которой осями 34 привод 6 крепится к подвижной балке 9.

Золотник 27 имеет каналы 35 начальной подачи газа, выполненные в виде дроссельных отверстий, рабочие каналы 36, возвратные каналы 37 и проточку 38. В приводе 6 есть надпоршневая полость 39 и подпоршневая полость 40. Поршень 25 имеет рабочие каналы 41 и 42, внутреннюю полость 43 и отверстие 44 для стравливаниия газа в атмосферу, а также возвратные каналы 45 и 46. Непосредственно перед подвеской ракеты 12 в привод 6 вставляется пиропатрон 47.

Механизм отрывного разъема 15 (МОР) предназначен для электрической стыковки ракеты 12 с самолетными системами в транспортном положении, а также для расстыковки их при катапультировании или аварийном сбросе. Корпус 48 МОРа 15 через отверстия четырьмя болтами 49 крепится к самолету.

Авиационное катапультное устройство работает следующим образом. В транспортном положении передний 7 и задний 8 выводящие рычаги с подвижной балкой 9 находятся в верхнем положении, показанном на фиг.1, 2, и удерживаются с помощью несущих крюков 16 и 17. При срабатывании пиропатрона 47 пороховые газы через каналы 35 (фиг.4, 5, 6) золотника 27 попадают в надпоршневую полость 39 и начинают давить на поршень 25, перемещая его вниз. При этом за счет овальных пазов 33 в крышке 31 поршень 25 делает свободный ход, упор 32 крышки 31 привода 6 поворачивает стопорный рычаг 19 и выводит его из зацепления с задним крюком 17 замкового устройства 14, при этом передний стопорный рычаг 18, соединенный тягами 20 и 21 со стопорным рычагом 19, выходит из зацепления с передним крюком 16. При перемещении поршня 25 вниз открывается канал 36 золотника 27, пороховые газы продолжают поступать в надпоршневую полость 39 через каналы 35 и 36 золотника. Замковое устройство 14 расстопоривается, и подвижная балка 9 вместе с подвешенной ракетой 12 под действием усилия поршня 25 сходит с крюков 16 и 17 — начинается принудительное движение балки 9 с ракетой 12 вниз-назад (фиг.3). После открытия замкового устройства 14 на начальном участке движения подвижной балки 9 вниз происходит расстыковка отрывного разъема ракеты 12 и механизма отрывного разъема 15 АКУ.

При движении ракеты 12 с балкой 9 вниз сбрасыватель 13 сдвигает ракету 12 за передний бугель вперед с направляющей 10 подвижной балки 9. При этом камера сгорания 26 под действием пороховых газов, находящихся в надпоршневой полости 39, премещается вниз до упора в крышку 32. Через каналы 40 и 41 поршня 25 и проточку 38 золотника 27 надпоршневая полость 39 соединяется с внутренней полостью 42 поршня 25 и газы через отверстие 43 поршня стравливаются в атмосферу. Одновременно газы из камеры сгорания 26 через каналы 37 золотника 27 и каналы 44 и 45 поршня 25 поступает в подпоршневую полость 46. Газ, находящийся под поршнем, сжимается — происходит торможение и отделение ракеты. После отделения ракеты 12 от катапультного устройства выводящие рычаги 7 и 8 под действием сил инерции некоторое время продолжают движение вниз-назад, затем подвижная балка 9 останавливается. Давление в надпоршневой полости 39 падает до атмосферного. Поршень 25 за счет давления газов в подпоршневой полости 46, а следовательно, и подвижная балка 9 с выводящими рычагами 7 и 8 начинают обратное движение. Подвижные части АКУ возвращаются в исходное положение. При этом оси подвижной балки 9 надавливают на крюки 16 и 17, поворачивают их и защелкиваются стопорными рычагами 18 и 19. В исходное положение возвращается и сбрасыватель 13. После возвращения подвижных частей АКУ в исходное положение все электроэлементы оборудования АКУ приходят в исходное положение. В таком состоянии АКУ вновь готово к работе.

Предлагаемая конструкция АКУ по сравнению с прототипом удобна в эксплуатации, позволяет снизить массу, обеспечить надежное и безопасное катапультирование как для ракет, так и для самолета-носителя, а также уменьшить энергозатраты на катапультирование.

1. Авиационное катапультное устройство, содержащее силовые элементы с узлами подвески на самолет, механизм катапультирования, включающий силовой привод двойного действия, передний и задний выводящие рычаги, направляющие под бугели ракеты с элементами их стопорения, замково-стопорный механизм удержания выводящих рычагов в закрытом положении, а также механизм отрывного разъема, отличающееся тем, что силовые элементы выполнены в виде отдельных, расположенных на одной продольной оси переднего и заднего корпусов, соединенных двумя кожухами, установленными между этими корпусами, и одним, установленным за задним из них, при этом узлы подвески силовых элементов на самолет размещены на указанных корпусах, а передний и задний выводящие рычаги шарнирно закреплены на кожухах и их оси вращения также являются узлами подвески на самолет.

2. Авиационное катапультное устройство по п.1, отличающееся тем, что механизм катапультирования включает вышеуказанные передний и задний корпуса с их кожухами, передний и задний выводящие рычаги и вновь введенную подвижную балку, которая шарнирно закреплена на переднем и заднем выводящих рычагах и на которой размещены направляющие под бугели ракеты, при этом силовой привод двойного действия расположен между верхним концом переднего выводящего рычага и концом подвижной балки.

3. Авиационное катапультное устройство по п.2, отличающееся тем, что силовой привод выполнен пиротехническим и состоит из цилиндра с перемещающимся в нем поршнем, в котором размещена камера сгорания с золотником, в золотнике и поршне выполнены рабочие и возвратные каналы, кроме того, в золотнике выполнены дроссельные отверстия начальной подачи газа и кольцевая проточка.

4. Авиационное катапультное устройство по п.3, отличающееся тем, что верхний торец цилиндра силового привода закрыт ввинчиваемой крышкой со сферической пятой, взаимодействующей с упором, выполненным на переднем выводящем рычаге, а нижний торец поршня снабжен навинчиваемой крышкой, имеющей пазы, взаимодействующие с ответными элементами, выполненными на подвижной балке.

5. Авиационное катапультное устройство по п.4, отличающееся тем, что механизм отрывного разъема выполнен в виде автономного блока и содержит собственный корпус с местами крепления механизма отрывного разъема к самолету.

www.findpatent.ru

На ОАО «Концерн КЭМЗ» проводят масштабную модернизацию

Оборонное предприятие ОАО «Концерн КЭМЗ» осуществил технологическую модернизацию в целях выполнения инвестиционного проекта «Организация производства изделий АКУ-58 и АКУ-5М». В трех цехах предприятия произведена замена оборудования. Создан новый цех механообработки в Каспийске, который укомплектован современным высокотехнологичным оборудованием, что позволит создать около 500 новых высокопроизводительных рабочих мест. Уже сегодня здесь создано более 120 вакансий.

«За последние годы за счет собственных средств произведены реновация и капитальный ремонт станков с ЧПУ, приобретено прогрессивное, специальное и уникальное оборудование из США, Швейцарии, Италии, Германии, Японии. Сегодня станочный парк насчитывает более 1100 оборудований: металлорежущие, кузнечно-прессовые, литейные, деревообрабатывающие, электросварочные, термические, гальванические, оборудования для изготовления печатных плат и прочие», — рассказал представитель предприятия.

 

ОАО «Концерн КЭМЗ» сегодня является одним из ведущих оборонных предприятий Дагестана. Предприятие ведет работу по освоению десяти комплектующих  изделий для боевой авиации. «Концерн КЭМЗ» основан в 1962 году, с самого начала завод относится к авиационной промышленности. В составе концерна более десяти филиалов и дочерних предприятий: Южносухокумский электромеханический завод, Московский завод «Пневмоинструмент», НПП «Дозор», московский ОКБ «Тест» и еще ряд предприятий в Дагестане: «Озон», «Заря», «Универсал», «Каспий», «Интерьер», «ТЭН», «СМП», «АЗК», «ДК КЭМЗ», «Дельфин», «УСС». Завод разрабатывает и производит изделия специального назначения и товары народного потребления. Продукция концерна КЭМЗ широко известна в России и за её пределами.

В числе постоянных партнеров концерна – ГосНИИЭРАТ, НИИП имени Тихомирова, ООО «Радаравиасервис», ОАО «Камов», РСК «МиГ» и другие ведущие авиа-предприятия России. Средства контроля летательных аппаратов с логотипом ОАО «Концерн «КЭМЗ» на протяжении многих лет обеспечивают безопасность эксплуатации летательных аппаратов в нашей стране и за ее пределами. Также концерн успешно сотрудничает с гигантами автомобильной индустрии.

За свою долгую историю КЭМЗ неоднократно награждался Почетными грамотами правительств РФ и РД, становился победителем различных конкурсов и соревнований среди отраслевых предприятий, а в 2011 году за достигнутые успехи предприятие вошло в перечень «1000 лучших предприятий России».

 

mo-kizlyar.ru

Авиационное катапультное устройство

 

Изобретение предназначено для использования на летательных аппаратах в системах подвески ракет и принудительного их отделения от летательного аппарата. Устройство содержит силовой корпус и размещенные в нем механизм принудительного отделения ракеты, механизм для удержания ракеты, привод принудительного отделения ракеты, механизм бортового разъема и электроавтоматику. Привод принудительного отделения ракеты состоит из тактического пневмопривода и одноразового пиротехнического привода, связанных рабочими магистралями. В верхней части корпуса выполнены ниши узлов подвески катапультного устройства на самолет, свободные из которых закрыты крышками. Силовой корпус выполнен съемным прямоугольного сечения с боковыми полуцилиндрическими гаргротами. Его передняя часть закрыта обтекателем с арочным сечением двойной кривизны, а хвостовая часть закрыта обтекателем конусно-цилиндрической формы с раскрывающимися створками. Высота корпуса равна половине диаметра ракеты, ширина корпуса равна примерно 0,3 калибра ракеты. Выполнение устройства описанным образом позволяет улучшить аэродинамические характеристики катапультного устройства, снизить энергозатраты при катапультировании ракеты и повысить надежность удержания ракеты. 2 з.п.ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для применения на различных типах самолетов для транспортирования и принудительного отделения (катапультирования) ракет.

Известно авиационное катапультное устройство, содержащее систему для запирания на неподвижных узлах крепления груза, подвешенного под самолетом, 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 система имеет устройство для запирания груза. Это 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 с вторым плечом кривошипного рычага, а противоположный его конец шарнирно связан с вторым плечом второго кривошипного рычага указанной пары. Под действием натяжного устройства происходят одновременное прямолинейное перемещение вверх каждого крюка, обеспечивающее захват грузом подвесного устройства, и равномерное распределение усилий на каждый крюк, пат. США 4202576, B 64 D 1/02,1980. Недостаток данного катапультного устройства, как и других аналогичных устройств крепления грузов под летательным аппаратом (пат. США 4318561, B 64 D 1/02, 1982; пат. США 4416437, B 64 D 1/02, 1983), заключается в том, что они имеют ограниченные зоны размещения на самолете и могут использоваться только для грузов с захватными ушками. Известно другое авиационное катапультное устройство с принудительным сбросом ядерного боеприпаса, имеющее держатель боеприпаса. Боеприпас имеет несколько ушков или бугелей, при помощи которых боеприпас разъемно связывают с держателем. Держатель с принудительным сбросом боеприпаса имеет устройство для разъемного крепления отделяемого ядерного боеприпаса с помощью ушков или бугелей боеприпаса. Это крепежное устройство содержит два противоположных крюка, форма и размеры которых обеспечивают разъемный захват ушков или бугелей ядерного боеприпаса. Крепежное устройство содержит рычажный механизм с соответствующими размерами и конфигурацией, расположенный между противоположными крюками и связывающий их так, что при любом перемещении рычажного механизма происходит одновременное срабатывание крюков. С соединительным рычажным механизмом связано устройство для перемещения рычажного механизма с целью одновременного приведения в действие крюков, которые смещаются вниз, закрываются и тем самым разъемно захватывают ушки или бугели боеприпаса. При одновременном перемещении вверх крюки раскрываются, отцепляются от ушков или бугелей и освобождают боеприпас, пат. США 4049222, B 64 D 1/04, 1977. Недостатком этого устройства, как и других устройств для пуска боеприпасов (пат. США 5257758, B 64 D 7/08, 1993; пат. США 5522566, B 64 D 1/02, 1996), помимо ограниченного применения боеприпасов только с захватными ушками, является его установка только внутри фюзеляжа самолета, тем самым исключается возможность комбинировать размещением боеприпасов на самолете и затрудняется эксплуатационное обслуживание этого устройства. 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. Это устройство 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. Кроме того, устройство содержит толкатель, связанный с правым выводящим рычагом, патент США 4440365, B 64 D 1/02, 1984. Недостаток данного устройства, а также устройства по пат. Великобритании 2017617, B 64 D 1/00, 1979 заключается в том, что оно имеет сложную конструкцию, при этом из-за наличия большого числа кинематических звеньев оно характеризуется большими потерями на трение. Кроме того, в процессе хода катапультирования и возврата рычагов в транспортное положение требуются значительные затраты энергии. Известно устройство подвески и сбрасывания груза, которое содержит переднюю и заднюю направляющие, предназначенные для удерживания соответственно переднего и заднего бугелей груза. Направляющие соединены между собой жесткими элементами и образуют подвижную часть, которая может перемещаться по продольным направляющим несущего корпуса. Внутри корпуса имеются неподвижные и защелкиваемые упоры, которые взаимодействуют с грузом, препятствуя его перемещению в любом направлении в положении подвески. Перемещение подвижной части в направляющих освобождает груз, обеспечивая его сбрасывание, пат. Франции 2616123, B 64 D 1/04, 1988. Недостаток известного устройства, как и пускового устройства для несения и пуска снарядов по пат. ЕР 0039391, B 64 D 1/02, 1981, заключается в том, что их зоны применения на самолете ограничены, они не могут устанавливаться под фюзеляжем в районе воздухозаборника самолета, т.к. после пуска ракеты (снаряда) ее факел, попадая в воздухозаборник самолета, может вызвать заглохание двигателя. В случае размещения пускового устройства под крылом накладываются определенные геометрические ограничения по расстоянию между однотипными пусковыми устройствами. Иначе воздействие факела от работающего двигателя ракеты после ее старта может вывести из строя соседнюю ракету. Настоящее изобретение направлено на решение технических задач по улучшению аэродинамических характеристик авиационного катапультного устройства, по снижению энергозатрат в ходе катапультирования ракеты при одновременном повышении надежности удержания ракеты в транспортном положении и в процессе ее выведения, обеспечение заданных параметров отделения ракеты и получение возможности использования одних и тех же катапультных устройств на разных типах авиационной техники как на самолетах, так и на вертолетах. Сущность изобретения заключается в том, что авиационное катапультное устройство содержит силовой корпус и размещенные в нем механизм принудительного отделения ракеты, механизм для удержания ракеты и привод принудительного отделения ракеты, механизм бортового разъема, электроавтоматику, при этом указанный привод выполнен комбинированным, состоящим из тактического пневмопривода и одноразового пиротехнического привода, в верхней части корпуса выполнены ниши узлов подвески катапультного устройства на самолет, свободные из которых закрыты крышками, а силовой корпус выполнен съемным прямоугольного сечения с боковыми полуцилиндрическими гаргротами, при этом его передняя часть закрыта обтекателем с арочным сечением двойной кривизны, а его хвостовая часть закрыта обтекателем конусно-цилиндрической обтекаемой формы с раскрывающимися створками, высота корпуса равна половине диаметра ракеты, ширина корпуса равна примерно 0,3 калибра ракеты. Привод принудительного отделения ракеты снабжен подпитывающим баллоном для компенсации утечек воздуха, а тактический пневмопривод выполнен со встроенным электроклапаном и связан с одноразовым пиротехническим приводом рабочими магистралями. Кроме того, механизм для удержания ракеты выполнен в виде шарнирно-рычажного параллелограммного механизма, состоящего из шарнирно закрепленного на заднем выводящем рычаге переднего упора в виде двуплечего рычага, верхнее плечо которого соединено с тягой, и заднего упора, шарнирно закрепленного на переднем упоре, ось которого выдвинута назад на величину длины бугеля ракеты. Наличие в катапультном устройстве встроенного в съемный корпус комбинированного привода позволяет обеспечить катапультирование ракеты с незначительными потерями энергии, т. к. при катапультировании сжатие воздуха в пневмоцилиндре незначительно, и надежный возврат выводимого механизма в исходное положение после катапультирования при действии значительных аэродинамических нагрузок, т. к. при торможении рычагов происходит значительное сжатие воздуха и получаемое при этом давление воздуха в пневмоцилиндре обеспечивает возврат выводимого механизма, т.е. в ходе катапультирования сведены к минимуму затраты энергии на ее аккумуляцию в средствах возврата механизма катапультирования в исходное положение. Механизм для удержания ракеты относительно съемного корпуса катапультного устройства позволяет осуществить самопроизвольное освобождение ракеты только в конце хода катапультирования, что также приводит к снижению энергозатрат. Выбранные длины выводящих рычагов и углы их поворота, конструкция звеньев механизма катапультирования, диаметр пневмопривода, давление газа в нем позволяют получить заданные параметры отделения ракеты и обеспечить безопасность самолета. Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображено размещение группы однотипных катапультных устройств на самолете; на фиг. 2 — кинематическая схема катапультного устройства в транспортном положении; на фиг. 3 — тоже в положении катапультирования; на фиг. 4 — кинематическая схема катапультного устройства другой модификации в транспортном положении; на фиг. 5 — тоже в положении катапультирования; на фиг. 6 — общий вид катапультного устройства; на фиг. 7 — сечения А-А, Б-Б и В-В. Изобретение позволяет значительно расширить зоны возможного применения авиационных катапультных устройств (далее АКУ) на самолете и более эффективно использовать их. На фиг. 1 представлены варианты схемы размещения АКУ с ракетами: а) под фюзеляжем; б) под воздухозаборниками или рядом с ними, не опасаясь заглохания двигателя самолета; в) под крылом более плотно с меньшим расстоянием «К» между АКУ, которое определяется только габаритами ракеты плюс зазор безопасности между подвешенными ракетами. Авиационное катапультное устройство (фиг. 2) содержит шарнирно закрепленные на съемном корпусе 1 передний выводящий рычаг 2, задний выводящий рычаг 3. Выводящие рычаги шарнирно соединены между собой синхронизирующей тягой 4. Кроме того, катапультное устройство содержит пневмопривод 5 со встроенным клапаном, подпитывающий баллон 6 и пиропривод 7. На корпусе 1 катапультного устройства установлен передний замково-стопорный механизм 8, 9 для удержания переднего выводящего рычага 2 в транспортном положении и задний замково-стопорный механизм 10, 11 для удержания заднего выводящего рычага в транспортном положении. Оба механизма связаны между собой синхронизирующей тягой 12. Шарнирно-рычажный параллелограммный механизм содержит передний упор 13 и задний упор 14, подпружиненные друг относительно друга. Передний упор 13 выполнен в виде двуплечного рычага и шарнирно закреплен на заднем выводящем рычаге 3 посредством оси. Верхнее плечо переднего упора 13 шарнирно связано с корпусом 1 катапультного устройства посредством тяги 15, при этом тяга 15, верхнее плечо переднего упора 13 и второе плечо заднего выводящего рычага 3 образуют параллелограммный механизм. Задний упор 14 шарнирно закреплен на переднем упоре 13, ось которого выдвинута назад на величину длины бугеля 16 ракеты. Съемный корпус 1 катапультного устройства (фиг 6, 7) выполнен прямоугольного сечения с боковыми полуцилиндрическими гаргротами 17, при этом передняя часть корпуса закрыта обтекателем 18 арочного сечения двойной кривизны, а задняя часть закрыта обтекателем 19 конусно-цилиндрической формы. Один из гаргротов 17а входит в систему охлаждения головки ракеты и служит магистралью для подвода сжатого воздуха от самолета к ракете. Внутри второго гаргрота 17б находится электропроводка авиационного катапультного устройства. Для уменьшения лобового сопротивления АКУ гаргроты выполнены полуцилиндрической формы. В верхней части корпуса 1 находятся ниши 20 узлов подвески катапультного устройства на самолет, свободные узлы подвески катапультного устройства закрыты крышками 21. Авиационное катапультное устройство другой модификации, показанное на фиг. 4, 5, отличается от рассмотренного выше устройства тем, что комбинированный привод, содержащий тактический пневмопривод 5 и аварийный пиропривод 7, выполнен единым для основной боевой работы и работы в аварийной ситуации. Такая конструкция привода позволяет упростить кинематическую схему АКУ, что приводит к уменьшению габаритных размеров и снижению веса устройства. Ракета обозначена позицией 22, рабочие магистрали — 23. Передняя часть корпуса 1 выполнена арочного сечения двойной кривизны удлинением, соответствующим удлинению головного обтекателя ракеты 22, хвостовая часть корпуса 1 выполнена конусно-цилиндрической обтекаемой формы с раскрывающимися створками 24, а высота корпуса 1 равна половине диаметра ракеты, ширина корпуса 1 равна поперечной базе бугелей ракеты и равняется примерно 0,3 калибра ракеты 22, длина корпуса 1 определяется базой Lб между бугелями и бортовым разъемом 25 с учетом обтекателей. Авиационное катапультное устройство работает следующим образом. В транспортном положении передний 2 и задний 3 выводящие рычаги находятся в верхнем положении, показанном на фиг. 2 и удерживаются с помощью несущих крюков 8 и 10. После срабатывания электроклапана (при подаче напряжения на обмотки электромагнита) сжатый газ поступает в полость между крышкой и поршнем пневмопривода 5. Под действием газа цилиндр начинает движение. Усилие цилиндра передается на передний замково-стопорный механизм 8, 9. Стопор 9 поворачивается и расстопаривает передний несущий крюк 8. Одновременно через тягу 12 движение переднего стопора передается на задний стопор 11, который расстопаривает задний несущий крюк 10. Оба несущих крюка 8, 10 поворачиваются и выходят из зацепления с осями переднего 2 и заднего 3 выводящих рычагов. Соединенные между собой синхронизирующей тягой 4, передний 2 и задний 3 выводящие рычаги под действием усилия, создаваемого пневмоприводом 5, опускается, отталкивая подвешенную на них ракету 22. Одновременно с задним 3 выводящим рычагом поворачиваются тяги 15 параллелограммного механизма, шарнирно закрепленные в корпусе 1. Тяги 15, поворачиваясь, удерживают упоры 13 параллелограммного механизма на заднем бугеле ракеты 22 в течение всего хода катапультирования, фиксируя тем самым ракету 22 в продольном направлении. После отделения ракеты 22 и снятия напряжения с обмоток электромагнита электроклапана выводящие рычаги 2, 3 механизма катапультирования тормозятся и останавливаются за счет перераспределения давления газа в пневмоприводе 5. Под действием усилия пневмопривода 5 выводящие рычаги 2, 3 возвращаются в исходное (транспортное) положение, отжимают несущие крюки 8, 10 и фиксируются соответствующими стопорами. При аварийном сбросе ракеты 22 напряжение поступает на пиропатрон, установленный в пирокамере пиротехнического привода 7. Пиропатрон срабатывает, газы поступают в пневмопривод 5 и процесс работы катапультного устройства происходит по схеме, описанной выше. При этом рабочие магистрали 23 используются одни и те же. Такое выполнение изобретения улучшает аэродинамические характеристики катапультного устройства в целом, повышает надежность удержания ракеты в транспортном положении и в процессе ее катапультирования и обеспечивает заданные параметры отделения ракеты. Конструкция силового съемного аэродинамически подобного корпуса позволила улучшить аэродинамические характеристики АКУ и компактно разместить внутри корпуса все описанные функциональные механизмы. Оптимальные условия отделения ракеты обеспечиваются при вертикальной скорости ракеты не менее 4 м/с и угловой скорости в пределах 20-30 o/с. Это достигается за счет подбора длин выводящих рычагов и углом их поворота примерно на 30o, а также диаметром пневмопривода, давлением газа в нем и геометрическими размерами механизма принудительного отделения ракеты.

Формула изобретения

1. Авиационное катапультное устройство, содержащее силовой корпус и размещенные в нем механизм принудительного отделения ракеты, механизм для удержания ракеты и привод принудительного отделения ракеты, отличающееся тем, что оно снабжено механизмом бортового разъема и электроавтоматикой, указанный привод выполнен комбинированным, состоящим из тактического пневмопривода и одноразового пиротехнического привода, в верхней части корпуса выполнены ниши узлов подвески катапультного устройства на самолет, свободные из которых закрыты крышками, а силовой корпус выполнен съемным прямоугольного сечения с боковыми полуцилиндрическими гаргротами, при этом его передняя часть закрыта обтекателем с арочным сечением двойной кривизны, а его хвостовая часть закрыта обтекателем конусно-цилиндрической формы с раскрывающимися створками, высота корпуса равна половине диаметра ракеты, ширина корпуса равна примерно 0,3 калибра ракеты. 2. Авиационное катапультное устройство по п.1, отличающееся тем, что привод принудительного отделения ракеты снабжен подпитывающим баллоном для компенсации утечек воздуха, а тактический пневмопривод выполнен со встроенным электроклапаном и связан с одноразовым пиротехническим приводом рабочими магистралями. 3. Авиационное катапультное устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что механизм для удержания ракеты выполнен в виде шарнирно-рычажного параллелограммного механизма, состоящего из шарнирно закрепленного на заднем выводящем рычаге переднего упора в виде двуплечего рычага, верхнее плечо которого соединено с тягой, и заднего упора, шарнирно закрепленного на переднем упоре, ось которого выдвинута назад на величину длины бугеля ракеты.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7

www.findpatent.ru

Х-59 Овод — AS-13 KINGBOLT

ДАННЫЕ НА 2016 г. (стандартное пополнение) Х-59 «Овод» / изделие «Д-9» — AS-13 KINGBOLT

Тяжелая тактическая управляемая ракета. Разработка ракеты велась МКБ «Радуга» начиная с 1980 г. (в некоторых источниках указано, что с 1973 г.). Разработка ракеты велась с использованием технологического задела ракеты с телевизионной системой наведения Х-29Т и с использованием некоторых решений отработанных на ракете Х-58. Телевизионная система наведения налагала свои ограничения на скорость полета ракеты, связанные со скоростью реакции оператора наведения. Ракета предназначалась для высокоточного поражения важных тактических объектов прикрытых ПВО.

В 1982 г. были начаты испытания комплекса Су-17М4-59 с самолетом-носителем Су-17М4, ракетой Х-59 м аппаратурным контейнером АПК-9. Эта система ракетного вооружения уже отрабатывалась на бомбардировщике Су-24, однако не была доведена из-за дефектов в части управления. Полученный от Министерства обороны Су-17М4 (№16-09) доработали весьма оперативно, в течение месяца с небольшим, и к концу октября 1982 г. вывели на испытания. Ракета Х-59 подвешивалась на правом подфюзеляжном узле при помощи катапультного устройства АКУ-58, контейнер с аппаратурой управления размещался рядом на левой точке. Облет самолета был произвести летчиком-испытателем ОКБ А.А. Ивановым 1 ноября 1982 г. В рамках заводского этапа испытаний в течение 1982-1983 г.г. были выполнены 86 полетов и семь практических пусков ракет. Испытания Х-59 на Су-17М4 были начаты 28 сентября 1983 г. Затем последовали специальные летные испытания в ГНИКИ ВВС, по программе которых произвели еще 64 полета и девять пусков, правда, только 39 полетов признали зачетными. Полеты выполнялись летчиком ОКБ И.В. Вотинцевым, от ГНИКИ ВВС летали В.А. Олейников, Ю.В. Жуков и В.И. Мостовой (ист. — Марковский).

При некоторых стрельбах достигались заметные успехи: достигались попадания в щит мишени с точностью метр-полтора от «креста», правда, применять Х-59 можно было исключительно днем, при хорошей видимости и контрастности цели (иначе ее толком нельзя было разглядеть на экране, не то что осуществить наведение). Предусмотренное автономное управление для выхода в район цели с последующим ее поиском оказалось не очень надежным, уступая ручному режиму на всем маршруте полета с выводом ракеты на цель. При испытаниях наилучшие результаты достигались при наведении с помощью заметных линейных ориентиров, типа реки, железной дороги или шоссе, выводивших к цели, в противном случае ее обнаружение было проблематичным. Был случай, когда при очередном этапе испытаний на Су-24М зачетная стрельба оказалась под вопросом – мишень было не отыскать на безнадежно ровных просторах степи под Ахтубинском. Проявив смекалку, испытательная бригада одолжила в соседнем колхозе трактор, пропахав в направлении цели полосу в несколько километров. Взрытая черная земля, тянувшаяся к мишени, на экране наведения смотрелась контрастной четкой линией и стала надежным «указующим перстом», позволив решить задачу (ист. — Марковский).

Испытания ракет Х-59 с самолетом-носителем Су-17М4 были успешно завершены к 1984 г. (источник) и ракета была рекомендована для оснащения истребителей-бомбардировщиков ВВС СССР. Применение ракеты Х-59 на Су-17М4 будучи весьма крупным изделием пяти с лишним метров длиной, размещаемая на фюзеляжных узлах ракета едва не касалась земли. Испытания этого ракетного комплекса показали его перспективы, но в серию на Су-17М4 такой вариант вооружения не передавался. Положительному решению препятствовала невысокая надежность системы, страдавшей множеством дефектов. Министерство обороны было за внедрение Х-59, однако с условием дальнейшего увеличения дальности. ОКБ начало проработку документации для закладки в серии, тем не менее, в конце концов, решили ограничиться использованием ракеты на бомбардировщике Су-24М, где функции оператора наведения выполнял штурман (ист. — Марковский).

В 1984 г. за создание «высокоточного авиационного комплекса Х-59» разработчикам была присуждена Государственная премия СССР. Вероятно, ракета Х-59 принята на вооружение ВВС СССР в 1984-1985 г.г. Серийное производство ракеты велось на Смоленском авиазаводе.


Ракета Х-59 «Овод» в музее на территории МКБ «Радуга». Дестабилизаторы в полетной конфигурации (http://airmuseum.ru/).
Пусковое оборудование: для пуска ракеты используется унифицированное авиационное катапультное устройство АКУ-58-1 разработки МКБ «Вымпел (источник).
Длина АКУ — 3810 мм
Ширина АКУ — 130 мм
Высота АКУ — 220 мм
Масса АКУ — 185 кг
Ракета Х-59 и модификации:
Конструкция ракеты выполнена по аэродинамической схеме «бесхвостка» со складывающимися дестабилизаторами в носовой части ракеты.В связи с тем, что хвостовая часть ракеты занята антенным блоком маршевый двигатель выполнен с боковыми соплами (источник).

Для защиты стекла ГСН от пыли и насекомых до пуска ракеты применяется легкий металлический кок из сплава АМГ-6, который сбрасывается при раскрытии дестабилизаторов после пуска ракеты (источник).

Основными конструкционными материалами служат легкие сплавы и высокопрочная нержавеющая сталь ВНС-2 в агрегатах фюзеляжа, крыло сварное из легкого сплава АМГ-6 с лонжеронами из ВКЛ-3. Для обеспечения теплоизоляции грузоотсек и аппаратные отсеки Х-59 изнутри оклеены слоем синтетического материала, а гаргрот с арматурой и проводкой энергопитания для повышения жесткости залит пенопластом вместе с установленными в нем жгутами и разъемами (источник).


Управляемая ракета Х-59 — AS-13 KINGBOLT (http://www.airwar.ru).


Макет ракеты Х-59 в открытой части экспозиции музея МКБ «Радуга» (http://www.stroganov-fund.ru).


Проектции ракеты Х-59 на катапультном устройстве АКУ-58 (вверху) и телеметрический вариант ракеты Х-59 (внизу, http://militaryphotos.net).

Система управления и наведение: система управления инерциальная (автопилот СНАУ-59) с телевизионно-командной системой наведения «Текон-1» разработки Львовского НПО телевизионной техники. Наведение двухэтапное — автономное программное на начальном участке полета и радиокомандное с последующим самонаведением при выходе на рубеж обнаружения цели. Координаты цели закладываются в прицельно-навигационный комплекс самолета-носителя перед полетом и передаются системе управления ракеты перед пуском. При выходе ракеты на рубеж в 5-10 км от цели начинается командное наведение с помощью телевизионной ГСН Т-2 «Тубус-2». Система наведения прозволяла осуществлять допоиск цели в процессе полета ракеты и обеспечивала перенацеливание ракеты на цель, выбранную оператором наведения. Обеспечивалось всеракурсное (по отношению к самолету-носителю) наведение ракеты на цель. Аппаратура системы наведения на самолете-носителе размещалась в контейнере АПК-9 (аппаратный подвесной контейнер), оборудованном антенными блоками передней и задней полусферы (источник).

Наведение ракеты осуществляется по двухканальной связи: по видеоканалу на борт самолета-носителя передается изображение местности по курсу полета ракеты; по командному радиоканалу удерживая цель в перекрестии экрана видеокомандного устройства оператор осуществляет полуавтоматическое наведение ракеты на цель. При уверенном захвате светоконтрастного объекта ТВ ГСН может быть переведена в режим самонаведения. Привязка ТВ ГСН к цели осуществляется аппаратурой «Тубус» путем совмещения подвижного перекрестия прицела с изображением выбранной цели на экране, а пуск может производится с малых высот и со значительных расстояний вне зоны захвата цели ТВ ГСН (источник).


Телевизионная ГСН ракеты Х-59 с экспозиции музея МКБ «Радуга», фото с детской экскурсии в музей 14.05.2014 г. (источник).
Управление полетом ракеты осуществляется электромеханическими рулевыми приводами, питающимися от бортовой аккумуляторной батареи и преобразователя. Для осуществления маловысотного полета в состав аппаратуры входит радиовысотомер (источник).

Дальность линии связи — до 140 км (источник)

Двигатели:

Х-59
Стартовый Сбрасываемый РДТТ-ускоритель
Маршевый РДТТ с боковыми соплами с небольшим удельным импульсом, обеспечивает поддержание маршевой скорости полета

ТТХ ракет (по умолчанию источник):

  Х-59
Длина 5,368 м
Размах крыла 1,26 м
Резмах дестабилизатора 1,17 м
Диаметр корпуса 380 мм
Масса стартовая 760-790 кг
Масса БЧ 148 кг
Дальность действия до 40 км
КВО 1-1.5 м (в ходе испытаний)
2-3 м (ТТХ)
Скорость полета 285 м/с
Высота полета над землей — 50-1100 м
над водой — 15 м

Типы БЧ:
— фугасно-кумулятивная проникающая, предназначена для поражения укрытий, хранилищ, штабов и других защищенных целей (источник).
Масса БЧ — 148 кг

Модификации:
— Х-59 «Овод» — первый базовый вариант ракеты с маршевым РДТТ. Принята на вооружение в 1984-1985 г.г.

— Х-59 телеметрический вариант — вариант ракеты для испытаний оборудованный телеметрической системой и дополнительными антеннами.

— Х-59М «Овод-М» — модернизированный вариант ракеты с ТРД.

— Х-59М2 – обновленный вариант ракеты Х-59М с трансляционно-командной системой наведения допускающей всесуточные условия применения по наземным и надводным целям с известными координатами.

— Х-59МК / Х-59А – противокорабельная модификация ракеты Х-59М с активной радиолокационной ГСН.

— Х-59МК2 — модификация Х-59МК для поражения неподвижных наземных целей с известными координатами, оснащена бортовой инерциальной системой наведения комплексированной с оптико-электронной ГСН и навигационном приемником системы ГЛОНАСС.

Носители:

  Х-59
Су-17М4 Во время испытаний (до 1984 г.)
Су-24М Единственный войсковой самолет-носитель
Су-30МК Технически может быть оборудован в качестве носителя

Су-17М4 (зав.№16-09) с ракетой Х-59 и контейнером АПК-9 во время испытаний. В хвостовой части фюзеляжа установлена гондола  с видеооборудованием для контрольных записей пусков (Марковский Ю.В., Приходченко И.В. Су-17 истребитель-бомбардировщик).
Статус: СССР / Россия

Экспорт:
В 1991 г. ракета впервые представлена на международной выставке вооружений в Абу-Даби (ОАЭ).

Источники:
Веселовский А.В. 65 лет славной истории — залог стабильности и развития. // Атомная стратегия. №59, октябрь 2011 г. (источник).
Марковский Ю.В., Приходченко И.В. Су-17 истребитель-бомбардировщик (источник).
Х-59 Овод (изделие Д-9). 2004 г. (источник).

militaryrussia.ru

Противорадиолокационная ракета Х-58У | Ракетная техника

Ракета Х-58У программируется перед пуском встроенной спецаппаpатypой «Фантасмагоpия» (Су-24М) или подвесной — «Вьюга». Отечественные самолеты, в основном, оборудованы встроенной системой разведки и целеуказания ракетам Х-58У — «Фантасмагония».  
    

В состав ракетного комплекса с ракетой Х-58Э  входят:

  • ракета,
  • универсальный подвесной контейнер «Вьюга»,
  • авиационное катапультное устройство,
  • пульт оператора и индикатор цели.

]]>]]>Ракета Х-58 (см. ]]>проекции]]>, ]]>компоновочную схему]]>) построена по нормальной аэродинамической схеме с неподвижным крылом большой площади. Конструкция цельнометаллическая (нержавеющая сталь 30ХГСА, крылья и оперение из титана ОТ4-1). Крыло трапецевидное в плане. Элеронов Х-58У не имеет, и управление по всем трем каналам (крену, тангажу и рысканию), осуществляется отклонением рулей. 

Силовая установка состоит из ракетного двухрежимного твердотопливного двигателя с центральным соплом.

По энергетическим характеристикам Х-58У сопоставима с ракетами воздушного боя (для сравнения: ее тяговооруженность более, чем, вдвое превосходит аналогичный параметр Х-23 и Х-25). В хвостовом отсеке вокруг соплового блока находятся рулевые приводы — нетрадиционные в ракетах этого класса электромеханические машинки. Выбор электромеханических силовых агрегатов диктовался той же большой дальностью и продолжительностью полета, для чего ресурсов воздушного или газогенераторного питания оказывалось недостаточно. Бортовая никель-кадмиевая аккумуляторная батарея повышенной емкости со статическим преобразователем тока обеспечивает работу систем и рулевого управления в течение не менее 200с . Кинетический нагрев при полете с высокой скоростью составляет 400 — 500°, что обусловило широкое применение нержавеющей стали — хромансиля 30ХГСА и титана ОТ4-1 в качестве основных конструктивных материалов. Из титана полностью сварено крыло и оперение, включая обшивку и нервюры. Силовой набор фюзеляжа сварен из стали, а изготовленные из легких сплавов агрегаты и части несут нетрадиционную наружную теплозащиту из жаростойкого герметика.

Высокие характеристика ракеты достигнуты переходом на современную элементную базу многоканальной САУ и аппаратуры наведения. Размещение оборудования и систем потребовало увеличения внутренних объемов, и при разработке Х-58У диаметр ее корпуса был определен равным 380 мм (против 275 мм у АУР Х-25 и Х-27ПС).

Система управления САУ-58 инерциальная многоканальная с пассивной радиолокационной ГСН типа ПРГС-58 (ПРГС-58М).  ГСН Х-58 типа ПРГ-58М обеспечивает наведение на РЛС, работающие в диапазонах А, А’, В, B’, С, в том числе и работающие в импульсном режиме и с перестраивающейся частотой (в пределах рабочего диапазона головки). Пеленгационное устройство, выполненное по супергетеродинной схеме (с поисковым гетеродином) обладает высокой чувствительностью, помехозащищенностью и позволяет осуществлять наведение на РЛС, применяющие перестройку несущей частоты от импульса к импульсу. В систему управления включен также пролонгатор, сохраняющий «память» о положении цели при ее выключении или «мерцающем» скрытном режиме работы на время до 15 сек.

ПРГ-58М   обеспечивает селекцию радиолокационной цели в пространственном стробе ± 5° по несущей частоте и по периоду повторения, автосопровождение цели, выбранной летчиком (оператором), в диапазоне углов: по курсу ±30°, по тангажу — от +10° до — 47°. В режиме автосопровождения ПРГС выдает в систему управления сигналы пропорциональные углу пеленга и угловой скорости линии визирования цели. Перед целью ракета делает «горку». Круговое вероятное отклонение (вероятность попадания — 80%) — 20 м.

Фугасная БЧ массой 149 кг с 58,5 кг ВВ оснащена неконтактным взрывателем РОВ-20, срабатывающим при пролете над целью на высоте до 5м, а также входящим в комплект электромеханическим взрывательным устройством с инерционными датчиками (более надежными и безопасными, нежели обычные контактные), срабатывающими от перегрузок при прямом попадании. Предусмотрено также оснащение Х-58У ядерной БЧ.

Для подвески Х-58 предназначено специальное авиационное катапультное устройство АКУ-58 или АКУ-58-1.

Для транспортировки и хранения используется герметизированный контейнер.

]]>]]>При пуске пневматический толкатель катапультного устройства выводит ракету на безопасное расстояние от самолёта-носителя. После пуска ракеты самолет-носитель участия в наведении не принимает, и летчик свободен в противозенитном маневре и уходе от цели.  Двигатель ракеты после пуска в течении 3,6 с работает в режиме максимальной тяги (6000 кгс), осуществляя разгон. Затем за счёт профилирования твердотопливной шашки с меньшей площадью горения тяга снижается до 1000 кгс и двигатель в течении 15 с работает в маршевом режиме. Ракета cтабилизируется по крену, тангажу и рысканью, после чего автопилот начинает набор высоты до тех пор, пока текущий угол пеленга цели не станет равным заданному (вычисляется на борту самолета-носителя и запоминается в схеме памяти системы управления ракеты в момент ее пуска). Затем производится разворот на цель с заданной перегрузкой, после чего система переходит на пассивный режим самонаведения по методу пропорционального сближения. Перед целью ракета выполняет «горку». Подрыв БЧ происходит при пролёте над целью на расстоянии около 5 м либо при прямом попадании.

При скрытном подходе к объектам ПВО и пуске с высоты 100м дальность стрельбы составляет 60 км,  достигая 250 км при атаке с 10-км высоты (см. ]]>зоны пуска]]>).

С появлением новых типов вооружения и оборудования были предложены и более перспективные способы применения и тактические приемы: так, штурмовик Су-25Т мог оснащаться специальными НАР- ложными целями С-13АЛЦ, запускаемыми по курсу при подлете к зоне ПВО и имитирующими атакующий самолет, «провоцируя» работу систем противника. Их параметры фиксируются бортовой СПО «Пастель», оповещающей летчика и автоматически вырабатывающей команды комплексу постановки помех и данные целеуказания ГСН Х-58У для ракетной атаки по «засветившимся» целям.  

]]>]]>Ракета Х-58УШКЭ (см. ]]>фото 2]]>) внутрифюзеляжного и наружного размещения с широкодиапазонной (совмещенный диапазон А, А’, В, В’, С) пассивной радиолокационной головкой самонаведения  и системой навигации и автоматического управления на базе бесплатформенной навигационной системы  предназначается для поражения наземных радиолокационных станций, работающих в режиме импульсного излучения в диапазоне несущих частот 1,2…11 ГГц и в режиме непрерывного излучения в диапазоне А. Обеспечивается применение ракеты как по запрограммированным РЛС-целям, так и по целям, оперативно обнаруженным системой целеуказания самолёта-носителя.

Ракета Х-58УШКЭ имеет меньший размах крыльев и может применяться как с наружных точек подвески современных самолётов, оснащённых системой целеуказания и оборудованных авиационной катапультной установкой типа АКУ-58, так и с внутрифюзеляжных точек подвески (с катапультного устройства типа УВКУ-50). Твердотопливный двигатель ракеты разгоняет ее до скорости 4200 км/ч, что делает Х-58УШКЭ практически неуязвимой для существующих и перспективных  средств ПВО, а также дает самолету-носителю преимущества в дуэльной ситуации при борьбе с наземными и корабельными средствами ПВО. 

 Для транспортировки и хранения ракет Х-58 используется герметизированный контейнер.

rbase.new-factoria.ru

4-х местный многоцелевой самолет МАИ-411

Многоцелевой четырехместный двухдвигательный самолет МАИ-411 спроектирован с учетом требований авиационных правил АП-23.

Кроме того, при разработке в концепцию самолета закладывались следующие отличительные особенности:

  • просторный салон, позволяющий разместить экипаж и пассажиров в зимней одежде;
  • высокое аэродинамическое качество, позволяющее добиться хороших крейсерских характеристик
  • удобство посадки и высадки: 4 двери автомобильного типа и не требующая стремянок и подножек высота пола кабины;
  • возможность эксплуатации с грунтовых площадок, а также установки лыжного и поплавкового шасси;
  • применение проверенного, в том числе в России, двигателя с качественным дилерским сопровождением;
  • эффективная система вентиляции и обогрева.

 

Применение самолета МАИ–411 может быть перспективным в следующих областях:

  • авиаперевозки;
  • первоначальное обучение и профессиональный отбор летного состава;
  • воздушное патрулирование нефте- и газопроводов, ЛЭП, лесных массивов, водоемов и пр.;
  • аэросъемка, инструментальный мониторинг;
  • авиатуризм.

Важная особенность – возможность многоцелевого применения одного типа самолета для всех перечисленных задач. Это обеспечивается рациональным сочетанием противоречивых факторов:

  • максимальной крейсерской и минимальной посадочной скоростей;
  • простоты пилотирования и достаточной маневренности;
  • большой дальности и способности садиться на грунтовые полосы и подготовленные площадки.

Опыт проектирования и анализ эксплуатации зарубежной легкой авиатехники позволяют сформулировать дополнительные требования к самолету, который будет наиболее востребован в нашей стране и составит достойную конкуренцию за рубежом:

  • эксплуатация на недорогих и доступных (например, автомобильных) горюче-смазочных материалах;
  • сравнимые с автомобилем расходные характеристики;
  • технологичность и серийнопригодность;
  • конкурентоспособная цена.

Поставленная цель достигается за счет того, что в качестве основных материалов для изготовления конструкции выбраны композиционные, а так же выполнена оптимизация конструктивно-силовой схемы, схемы членения, конструктивных решений с учетом особенностей примененных материалов и решаемых задач.

Выбранная схема высокоплана имеет минимальную вредную интерференцию крыла и фюзеляжа, позволяет разместить в салоне экипаж и пассажиров, обеспечив для них хороший обзор и удобство входа-выхода через четыре остекленных двери автомобильного типа.

Схема размещения экипажа и пассажиров – бок-о-бок, в 2 ряда. Высота кабины – 1220 мм; ширина в районе размещения экипажа и пассажиров – 1275 мм, что обеспечивает комфортное размещение людей в зимней одежде. Шаг кресел – 1060 мм. Это позволяет сделать спинки переднего ряда кресел откидывающимися назад на 25° без ущерба для пассажиров в заднем ряду. Спинки заднего ряда также могут откидываться на 25°, что позволяет без лишнего утомления переносить длительные перелеты.

Кабина имеет систему вентиляции и обогрева эффективную во всем диапазоне условий эксплуатации (–25…+40°С). Багажный отсек расположен за спинками кресел 2-го ряда.

Верхнерасположенное свободнонесущее крыло имеет центроплан большого размаха, проходящий насквозь через фюзеляж в районе кабины. Компоновка кабины при этом выполнена так, что центроплан не мешает экипажу и пассажирам и не требуется увеличивать высоту фюзеляжа.

Вертикальное оперение состоит из киля, выполненного единой деталью совместно с фюзеляжем, и руля направления.

Горизонтальное оперение состоит из свободнонесущего стабилизатора и руля высоты. И стабилизатор, и руль высоты выполнены неразъемными по размаху, что снижает массу и улучшает эффективность.

Шасси – трехопорное колесное с носовой свободно ориентирующейся стойкой. Применены колеса большого диаметра (445 мм) в обтекателях;. Основные стойки – рессорного типа, носовая – телескопического с газово-жидкостным амортизатором. Самолет имеет возможность установки поплавкового и лыжного шасси.

Силовая установка состоит из двух поршневых двигателей ROTAX 912S, закрытых в мотогондолы, и расположенных на крыле симметрично относительно фюзеляжа. Плоскость вращения тянущих винтов изменяемого шага  вынесена за пределы кабины и органов управления. Основные топливные баки расположены в центроплане. Возможна установка дополнительных (перегоночных) топливных баков в консолях крыла.

Самолет имеет сдвоенное управление. Место пилота – слева.

Управление состоит из мини-ручек и педальных постов.

Для удобства управления кресла пилотов имеют регулировку.

Самолет оснащен полным комплектом современного навигационного оборудования для обеспечения требований правил полетов по приборам.

kizlyar-kemz.ru

Отправить ответ

avatar
  Подписаться  
Уведомление о