Сбрасывание, катапультирование, отцепление или прием предметов, жидкостей и т.п. в полете: .отцепление, катапультирование или сбрасывание предметов – B64D 1/02

Изобретение относится к области авиации, в частности к оборудованию летательных аппаратов для сбрасывания полезной нагрузки в полете. Способ сброса полезной нагрузки включает установку и закрепление на летательном аппарате, вдоль его фюзеляжа, продольного транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки в противоположном полету направлении и направляющими. В полости контейнера устанавливают направляющие для размещения полезной нагрузки с образованием пневмокамеры в передней части полости. Полезную нагрузку закрепляют к транспортно-пусковому контейнеру устройством крепления, выполненным с возможностью расфиксации крепления. При подлете летательного аппарата к точке сброса полезной нагрузки подают струю газа из источника высокого давления в пневмокамеру и расфиксируют устройство крепления полезной нагрузки, после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа из газогенератора. Расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа ограничивают давлением в полости транспортно-пускового контейнера по соотношению P M·n·g/S, где М - масса полезной нагрузки, n - максимально допустимая перегрузка на полезную нагрузку в направлении сброса, g - гравитационное ускорение, S - площадь поперечного сечения полезной нагрузки. Сокращается время сброса полезной нагрузки. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к устройству сброса груза с летательного аппарата. Устройство содержит передний и задний узлы крепления, выполненные в виде пневмоцилиндров, закрепленных на летательном аппарате, надпоршневые полости сообщены с газогенераторами для подачи сжатого газа. Наружные концы штоков снабжены резьбовыми соединениями для крепления кронштейнов, при этом груз имеет контактные поверхности для упора в конструкцию летательного аппарата при затягивании резьбовых соединений. Один из кронштейнов крепления выполнен с возможностью компенсации в нем температурного изменения длины груза. Передний и задний узлы обеспечивают на ходе штока заднего узла одинаковый импульс силы, длина штока переднего узла больше длины штока заднего узла, ниши для размещения узлов в фюзеляже летательного аппарата снабжены закрывающимися створками или крышками, газовые цилиндры переднего и заднего узлов имеют в зоне выхода поршней выхлопные окна. Техническим результатом является повышение безопасности отделения груза. 4 ил.

Изобретение относится к конструкции грузового замка с автоматической отцепкой, в частности к использованию в авиационной технике для внешней подвески, транспортирования и отцепки грузов. Замок с автоматической отцепкой для подвески транспортируемого на летательном аппарате груза содержит корпус с установленными в нем на осях вращения подпружиненными несущим и опорным рычагами и механизмом запирания опорного рычага. Механизм запирания опорного рычага состоит из кинематически связанной системы рычагов и взаимодействует с несущим рычагом. Отверстие в несущем рычаге под ось вращения и ответная часть оси вращения выполнены овальными с возможностью поступательного перемещения несущего рычага относительно оси вращения под действием веса груза. Ось вращения закреплена в корпусе, а в овальной части оси вращения перпендикулярно ей выполнена цилиндрическая полость, в которой установлен перемещающийся в ней подпружиненный стакан, взаимодействующий с несущим рычагом. Механизм запирания опорного рычага снабжен электрически связанными между собой и с бортом микропереключателем и электромагнитным спусковым механизмом, взаимодействующими с несущим и опорным рычагами соответственно. В корпусе установлен дополнительный микропереключатель сигнализации наличия груза, взаимодействующий с одним из рычагов механизма запирания опорного рычага и электрически связанный с бортом. Достигается повышение безопасности полета вертолета с грузом на внешней подвеске и надежности работы грузового замка. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретения относятся к ракетной технике. Устройство для выполнения старта ракет с самолета включает стартовое устройство с ракетой, связанное с вытяжным парашютом с помощью соединительного звена, основную парашютную систему, имеющую купол и стропы и систему автоматического запуска силовой установки ракеты. Стартовое устройство выполнено в виде контейнера с отверстием на одной из его торцевых сторон. Внутри контейнера установлена ракета. Головная часть ракеты направлена в сторону отверстия контейнера, по периметру которого также со стороны отверстия установлены стропы основной парашютной системы. Купол основной парашютной системы выполнен с полюсным отверстием, размер которого превышает размер максимального поперечного габарита ракеты. Способ запуска ракеты с самолета включает введение в действие вытяжного парашюта, вытягивание стартового устройства с ракетой из грузовой кабины самолета, вытягивание основной парашютной системы, ориентацию стартового устройства с ракетой и запуск двигателя ракеты. Во время введения в действие основного парашюта осуществляют ориентацию стартового устройства вертикально вверх. Осуществляют запуск двигателя ракеты. Ракета проходит через отверстие стартового устройства и через полюсное отверстие купола основной парашютной системы. Достигается повышение надежности старта ракеты с самолета, упрощение и сокращение времени на его осуществление. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к оборудованию летательных аппаратов, обеспечивающему отцепление, катапультирование или сбрасывание предметов. Устройство для крепления и сброса груза с летательного аппарата содержит передний и задний узлы крепления, выполненные в виде пневмоцилиндров, закрепленных на летательном аппарате. Надпоршневые полости пневмоцилиндров сообщены с автономными пиротехническими устройствами для подачи сжатого газа. Груз содержит кронштейны крепления, а наружные концы штоков снабжены резьбовыми соединениями для крепления кронштейнов, при этом груз имеет контактные поверхности для упора в конструкцию летательного аппарата при затягивании резьбовых соединений. Штоки зафиксированы неподвижно устройствами крепления с возможностью расфиксации за счет движения соответствующих поршней под воздействием давления сжатого газа и отделения совместно с грузом. Передний узел выполнен с возможностью передачи грузу большего импульса силы, чем импульс, передаваемый грузу задним узлом, при этом кронштейны крепления груза и один из штоков, снабжены шарнирами, оси вращения которых перпендикулярны к плоскости отталкивания. Технический результат заключается в обеспечении безопасного отделения груза без существенного увеличения габаритов и массы устройства. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к способам экстренной доставки летательными аппаратами на изолированный объект ограниченных размеров полезного груза, необходимого для разрешения, сдерживания или предотвращения чрезвычайной ситуации. Способ включает прицельную стрельбу по объекту беспилотным летательным аппаратом военного назначения, в котором груз размещают взамен моноблочной или кассетной боевой части с аналогичным исполнением грузовых упаковок. Доставку производят одиночным пуском аппарата в конкретной загрузке или серией таких пусков с интервалами, назначаемыми в зависимости от фактического или прогнозируемого развития чрезвычайной ситуации. Достигается снижение рисков и повышение эффективности транспортирования груза в район чрезвычайной ситуации. 7 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к ракетной технике. Технический результат - повышение достоверности и информативности результатов испытаний. При моделировании процесса отделения ракеты от авиационного носителя при проведении наземных испытаний закрепляют ракету на испытательном стенде устройства, обеспечивающего сброс ракеты, на котором устанавливают действующую ракету. Ось симметрии ракеты располагают в горизонтальной плоскости. Имитируют взаимодействие ракеты с носителем до ее сброса, осуществляют сброс ракеты вертикально вниз в средство улавливания, выполненное в виде емкости, заполненной материалом, смягчающим падение и исключающим при улавливании повреждения или разрушение ракеты. Причем в процессе сброса производят измерение нагрузок, воздействующих на ракету. Причем используют ракету, из которой извлечена боевая часть, при этом имитацию сигнала от боевой части обеспечивают с помощью программно-аппаратного модуля. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, более конкретно к катапультным устройствам для подвески ракетного вооружения на самолетах. Унифицированное внутрифюзеляжное катапультное устройство содержит корпус с узлами крепления к самолету, механизм катапультирования, силовой привод выведения ракеты, бортовой электроразъем для электрической связи борта ракеты с бортом самолета. Механизм катапультирования выполнен в виде установленных с возможностью вращения на закрепленных в корпусе осях переднего и заднего выводных рычагов. Ось переднего выводного рычага расположена в зоне размещения заднего бугеля ракеты, а ось заднего выводного рычага - в зоне размещения переднего бугеля ракеты соответственно. Указанные выводные рычаги связаны в средней части синхронизирующей их перемещение качалкой и несут на свободных концевых участках шарнирно закрепленные каретки для крепления ракеты. Каретка, закрепленная на заднем рычаге, имеет сбрасыватель, размещенный в направляющих каретки и взаимосвязанный тягой с передним выводным рычагом, причем как передний выводной, так и задний выводной рычаги снабжены упорами. Силовой привод содержит корпус с узлами крепления, полый плунжер с размещенным в нем пиропатроном, камеру сгорания, электрический жгут для подачи электроимпульса на пиропатрон. Пиропатрон снабжен электровоспламенителем с двумя мостиками накаливания и выполнен в виде цилиндрической гильзы с относительным удлинением =3 5, обуславливающей возможность снаряжения переменным количеством топлива. Технический результат направлен на повышение надежности подвески, транспортировки и пуска ракеты. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, более конкретно к устройствам для удержания и сброса различных грузов. Замок с принудительным отделением сбрасываемого объекта содержит корпус, источник энергии, толкатель, преобразователь энергии источника в поступательное движение толкателя, шток замка и устройство спуска. Толкатель конструктивно объединен со штоком замка, а свободный конец штока выполнен в виде цанги. Технический результат заключается в упрощении конструкции замка. 4 ил.

Изобретение относится к области пусковых устройств. Стреляющий механизм содержит цилиндр, соединенный телескопически со штоком, газогенератор с пиропатроном, газовую полость, замок, соединяющий цилиндр со штоком, и ограничитель хода штока на цилиндре. Шток расположен снаружи цилиндра. Газогенератор содержит сопло, снабженное устройством изменения вектора тяги. Между штоком и цилиндром образовано кольцевое пространство, в котором расположен закрепленный на цилиндре демпфер, выполненный в виде эластичной емкости с демпфирующей жидкостью, с возможностью его движения относительно штока и разрушения эластичной емкости в конце хода. В штоке имеется возвратно-демпфирующая полость с дроссельными отверстиями со стороны кольцевого пространства. Газовая полость снабжена управляемым клапаном сброса газов. Изобретение направлено на снижение виброударных нагрузок, повышение энергетических характеристик, исключение воздействия высокотемпературных газов на конструкцию, уменьшение габаритных размеров механизма. 1 ил.

Изобретение относится к устройствам для отделения объектов от несущих конструкций и может быть использовано в ракетно-космической технике. Предлагаемая система содержит разъединяемое удерживающее устройство, установленное между несущей конструкцией и полезной нагрузкой и включающее дискретно расположенные на несущей конструкции механические замки, устройство фиксации замков и толкатели отделения полезной нагрузки от несущей конструкции. Устройство фиксации замков содержит многолучевую звездочку, закрепленную с возможностью поворота на несущей конструкции и удерживаемую от поворота пиросредством. Каждый луч упомянутой звездочки связан с соответствующим замком натянутым тросом. Согласно изобретению, механические замки установлены в плоскости стыка полезной нагрузки и несущей конструкции. Плоскость установки многолучевой звездочки расположена ниже плоскости установки замков. Между каждым замком и соответствующим лучом многолучевой звездочки установлен двуплечий рычаг, закрепленный на несущей конструкции с возможностью поворота и фиксации своего углового положения. На концах рычага шарнирно закреплены ролики, взаимодействующие с натянутым тросом, связывающим каждый замок с соответствующим лучом многолучевой звездочки. Изобретение позволяет увеличить зону размещения полезной нагрузки, обеспечить возможность крепления полезной нагрузки с выступающими за плоскость установки замков элементами конструкции и расширить возможность регулировки натяжения тросовой системы. 4 ил.

Изобретение относится к системам разделения отсеков летательных аппаратов и может быть использовано в ракетно-космической технике для отделения от основного изделия дополнительного топливного отсека после выработки находящегося в нем топлива. Предлагаемое устройство содержит подпружиненные роликовые опоры и направляющие дорожки. Подпружиненные роликовые опоры размещены на основном изделии, а направляющие дорожки установлены параллельно продольной оси на элементах внутренней части сбрасываемого отсека, устанавливаемого соосно основному изделию. Согласно изобретению, направляющие дорожки установлены на элементах внутренней части сбрасываемого отсека двумя парами, расположенными диаметрально противоположно относительно упомянутой продольной оси, размещены симметрично друг другу относительно продольной плоскости, проходящей через эту продольную ось, и расположены под углом к упомянутой продольной плоскости, направленным вершиной в сторону продольной оси. Вдоль каждой направляющей дорожки расположено по три контактирующих с ней подпружиненных роликовых опоры. При этом крайние из упомянутых опор контактируют с направляющей дорожкой в точках, равноудаленных от продольной плоскости, а точки контакта средних равноудалены от продольной линии, соединяющей точки контакта крайних подпружиненных роликовых опор, в сторону от продольной плоскости. Направляющие дорожки и элементы внутренней части сбрасываемого отсека установлены с возможностью взаимного смещения. Оси симметрии подпружиненных роликовых опор перпендикулярны поверхностям соответствующих направляющих дорожек. Поверхности подпружиненных роликовых опор, контактирующие с направляющими дорожками, выполнены сферическими. Техническим результатом изобретения является повышение надежности конструкции устройства и процесса отделения. 6 ил.

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.