Пусковые установки для ракет или торпед: ..запускаемых с самолетов – F41F 3/06

Изобретение относится к области авиационного вооружения. В корпусе пусковой установки с силовым набором, узлом подвески к летательному аппарату и электросистемой для подачи пусковых импульсов в торцевые диски установлены пусковые трубы для ракет. Над пусковыми трубами установлен защитный дефлектор, который соединен с промежуточным обтекателем. Промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса. На поверхностях дефлектора и пусковых труб выполнена сквозная перфорация. Изобретение направлено на снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из пусковой установки вертолета, вызывающего неустойчивость работы двигателя вертолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Группа изобретений относится к оборудованию летательных аппаратов. В первом варианте способ сброса полезной нагрузки заключается в установке вдоль фюзеляжа транспортно-пускового контейнера, снабженного окном для выхода полезной нагрузки и направляющими с образованием пневмокамеры в передней части полости, в которую подают струи газа из источника высокого давления, а после частичного выхода полезной нагрузки обеспечивают подачу в пневмокамеру второй струи газа. Расход первой струи и совместный расход первой и второй струй газа обеспечивают из условия ограничения давления в полости транспортно-пускового контейнера. Во втором варианте способа вторая струя газа подается из дополнительного источника высокого давления. Группа изобретений направлена на уменьшение времени сброса полезной нагрузки без увеличения массы контейнера и максимального значения продольной перегрузки. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для многократной имитации пуска АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для габаритно-массового макета АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку со стопорным механизмом и опорно-поворотным механизмом, выполненным в виде шарнирно установленных на основании каретки двух вертикальных стоек. Одна из вертикальных стоек содержит передний рычаг с роликом, контактирующим со средней зоной основания станины. Изобретение позволяет повысить автоматизацию испытаний стенда. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендам испытаний авиационных ракет (АР). Стенд для контроля параметров схода АР содержит коробчатую станину, подвесное устройство для АР, имитатор усилия схода АР в виде гидравлического цилиндра (ГЦ), измерительный модуль с датчиком силы в виде тензометра, каретку с двумя хомутами и подъемным механизмом, гибкую тягу, обводные ролики. Хомуты свободно охватывают подвесное устройство и корпус АР. Гибкая тяга соединяет хвостовую часть АР через обводные ролики и датчик силы со штоком ГЦ. Изобретение позволяет снизить габаритные размеры стенда. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к спасательным средствам на воде, а именно к линеметательным устройствам. Линемёт содержит рукоятку со спусковым крючком и упором, цилиндр, предохранительное устройство, легкосъемный патрон и линь. Упор фиксирует гарпун с линём в цилиндре. Гарпун выстреливается поршнем силой сжатого газа. Конец гарпуна снабжен поплавком. Шток предохранительного устройства посредством системы «рычаг - упор» взаимодействует с гарпуном. Линь уложен в легкосъёмный патрон, жестко закрепленный на линемёте. Выступающий конец линя соединен с гарпуном. Питание линемёта осуществляется от пневмосистемы. Достигается упрощение конструкции линемёта, повышение безопасности, удобство использования и обслуживания. 2 ил.

Изобретение относится к бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, а также существующих (инфракрасных, дипольно-отражательных) и перспективных пассивных помех в виде помеховых патронов из кассетных стационарных и подвесных держателей, расположенных на летательном аппарате. Система содержит контроллер энергетического и информационного каналов, блоки сопряжения, блоки выброса пассивных помех, блок блокировок пуска, межсистемный и локальный мультиплексные каналы передачи данных. Технический результат - расширение функциональных возможностей системы за счет обеспечения возможности управления выбросом пассивных помех, что обеспечивает снижение номенклатуры блоков бортового радиоэлектронного оборудования, повышение безопасности и эффективности применения оружия и пассивных помех. 1 з.п. ф-лы, 1 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 бортовому авиационному оборудованию и предназначено для использования при управлении подготовкой и применением существующих и перспективных типов авиационных средств поражения, используемых на летательном аппарате. Система управления оружием содержит вычислитель, блок аварийной работы, исполнительные блоки первого и второго уровня. Входы-выходы исполнительных блоков второго уровня соединены посредством цифрового канала обмена информацией двуполярным последовательным кодом с входами-выходами исполнительных блоков первого уровня. Кроме того, исполнительные блоки второго уровня размещены непосредственно в многопостовых подвесных пусковых устройствах управляемых авиационных средств поражения. Таким образом обеспечивается возможность подготовки и применения нескольких управляемых авиационных средств поражения при их одновременном размещении на одной точке подвески в многопостовых подвесных пусковых устройствах. Каждый из исполнительных блоков первого и второго уровней содержит соединенные между собой модуль двуполярного последовательного кода, модуль преобразования уровней и модуль силовой коммутации. Система характеризуется расширенными функциональными возможностями и обеспечивает повышенную боевую эффективность летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования баллистических ракет из самолета. Самолетная пусковая установка для запуска баллистических ракет содержит установленный на грузовом полу самолета-носителя транспортно-пусковой контейнер (ТПК) с днищем и открытым торцом, ориентированным в хвост самолета. Для выталкивания ракеты из транспортно-пускового контейнера на его днище установлено энергетическое устройство. Направление ракеты при движении осуществляется опорно-ведущими поясами, закрепленными на ее корпусе. ТПК контейнер снабжен двумя ложементными опорами с боковыми горизонтальными платформами. Каждая из платформ шарнирно соединена с двумя парами кареток, установленных на рельсовые направляющие, закрепленные на грузовом полу самолета-носителя. Часть рельсовых направляющих выполнена облегченной и съемной. Направляющие под каретками закреплены стационарно на грузовом полу самолета-носителя и имеют силовые боковые стенки, на которых смонтированы устройства фиксации кареток в продольном и поперечных направлениях. Снижаются влияние деформаций грузового пола на ракету и уровень нагружения корпуса при десантировании. 2 з.п ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к способам воздушного старта баллистических ракет, выводящих на орбиту полезные грузы. Способ включает выход ракеты с полезным грузом из самолета и запуск на безопасном от самолета расстоянии маршевого двигателя первой ступени. При этом плоскости отклонения управляющих органов данного двигателя развернуты по отношению к плоскостям стабилизации ракеты. Разворот ракеты после ее выхода из самолета в заданное угловое положение в вертикальной плоскости производят с помощью дополнительной реактивной установки. Этот разворот ракеты осуществляют перед началом ее программного движения. Используя особенность управляющей схемы маршевого двигателя, осуществляют ускоренную отработку угловых параметров движения ракеты в наиболее критичном канале тангажа, приводя их к заданным величинам в момент окончания участка старта. Эти величины определяются из условия обеспечения стабилизации ракеты на последующем участке движения, что позволяет сократить продолжительность участка старта и снизить энергетические потери на нем. Технический результат изобретения состоит в увеличении массы выводимого на орбиту полезного груза.

Изобретение относится к системам управления подготовкой и применением авиационных средств поражения (АСП). Система управления АСП содержит контроллер энергетического и информационного каналов, блоки сопряжения, которые снабжены мультиплексными каналами передачи данных, межсистемный и локальный мультиплексные каналы передачи данных, а также мультиплексный канал передачи данных в АСП управляемого с использованием информации от спутниковых систем наведения и новых современных видов АСП с интерфейсом по мультиплексному каналу передачи данных. Достигается повышение эффективности боевого применения ЛА за счет повышения отказоустойчивости функционирования системы управления АСП. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к старту ракет с воздушных носителей. Сущность изобретения заключается в том, что крылатую ракету подвешивают на авиационной пусковой установке в положении, развернутом вокруг продольной оси на угол 45°, при этом после старта ракеты осуществляют ее разворот в исходное полетное положение. Сброс обтекателя воздухозаборника ракеты производят путем сообщения ему импульса по направлению движения крылатой ракеты до выполнения упомянутого выше разворота по крену. На начальном участке полета управление движением крылатой ракеты осуществляют с помощью совместной работы аэродинамических рулей ракеты и органов управления стабилизирующего устройства. Изобретение позволяет сократить сроки и издержки на освоение производства авиационного варианта крылатой ракеты и обеспечить возможность компактного размещения на авиационных пусковых устройствах крылатых ракет без складывания ее «плюсобразного» крыла и оперения, а также обеспечить надежный и безопасный старт с самолета. 6 ил.

Изобретения относятся к ракетной технике и могут быть использованы при воздушном старте, преимущественно баллистических ракет с жидкостными ракетными двигателями. Предложенный способ включает отделение ракеты с полезным грузом от самолета-носителя и ее перевод в состояние с заданными начальными угловыми параметрами движения в вертикальной плоскости. После отделения производят разворот ракеты с помощью ее маршевого двигателя, предварительно используя для стабилизации ракеты парашютную систему. Последняя позволяет сократить продолжительность участка старта и потери по параметрам движения (а значит, и энергии) на этом участке. Для уменьшения углового склонения ракеты по крену осуществляют перецепку стренги парашютной системы, закрепленной в районе головной части ракеты. Для сокращения времени разворота ракеты в сторону вертикали до старта предварительно отклоняют на заданные углы и жестко фиксируют органы управления маршевого двигателя. К началу управления ракетой на траектории выведения эту фиксацию снимают. В другом варианте способа разворот ракеты осуществляют дополнительной реактивной установкой. Ее включают в зависимости от текущих угловых параметров движения ракеты так, чтобы к началу управляемого движения на траектории выведения ракета имела заданные начальные угловые параметры движения. Технический результат изобретений состоит в увеличении массы выводимого на орбиту полезного груза. 2 н. и 2 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области вооружения. Планер крылатой ракеты содержит осесимметричный фюзеляж, состоящий из последовательно скрепленных носового, центрального и хвостового отсеков, последний из которых выполнен в виде прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а также - крыло и оперение. На наружной поверхности фюзеляжа выполнены узлы для подвески ракеты под самолет, представляющие собой профилированные ниши, которые попарно расположены в стыковом шпангоуте носового отсека и на передней раме прямоточного воздушно-реактивного двигателя и обеспечивают подвеску ракеты в положении, развернутом вокруг продольной оси на угол 45°, что позволяет создать унифицированную ракету для различного вида базирования - авиационного, наземного и морского. 6 ил.

Изобретение относится к авиационным пусковым устройствам (АПУ). Устройство содержит корпус в виде силовой балки, снаружи которой закреплены узлы подвески к самолету-носителю и размещены по всей ее длине электроагрегаты, закрытые облегченными съемными П-образными крышками, образующими несиловую надстройку. Передний обтекатель выполнен в виде усиленной, развитой и примыкающей к силовой балке части, на которой шарнирно закреплены раскрывающиеся относительно продольной оси АПУ створки, снабженные фиксатором закрытого положения. Механизм расстыковки с ракетой выполнен в виде шарнирно закрепленного на усиленной части переднего обтекателя двуплечевого рычага, одно плечо которого имеет захват с подпружиненной защелкой, второе подпружинено с возможностью продольного перемещения. В нижней части створок переднего обтекателя выполнено окно для свободного перемещения в нем плеча с захватом, а в шарнире выполнен шлиц под ключ при стыковке-расстыковке отрывного разъема. Хомут крепления баллона пневмосистемы имеет охватывающую, сужающую кверху и развитую части, последняя из которых расположена снаружи силовой балки, которая снабжена закрываемым крышкой задним кронштейном крепления хомута. Устройство снабжено передним и задним антивибраторами. Снаружи силовой балки установлен дополнительный задний узел подвески к самолету-носителю. На внутренней стороне створок переднего обтекателя выполнены подпружиненные поворотные элементы, взаимодействующие при нестыковке ракеты с ответными упорами, выполненными на захвате механизма расстыковки. Технический результат - улучшение эксплуатационных характеристик. 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в системах подвески ракет и их принудительного отделения от летательного аппарата. Предлагаемое устройство содержит корпус с узлами подвески на самолете. В корпусе размещены механизмы катапультирования замково-стопорного и бортового разъема, а также передний и задний выводящие рычаги и электроавтоматика. Ось шарнирного крепления переднего выводящего рычага расположена в верхней части корпуса, и на ней закреплен шток силового привода. Узлы подвески бугелей ракеты выполнены вращающимися. Причем передний узел подвески выполнен в виде каретки, соединенной тягой с корпусом и снабженной направляющими, взаимодействующими с передним бугелем ракеты. Задний узел подвески выполнен в виде замкового механизма. Передний выводящий рычаг имеет в своей средней части выступ, направленный в сторону силового привода и шарнирно соединяющий жесткой тягой данный рычаг с корпусом силового привода. Устройство может быть снабжено дополнительным узлом подвески в виде ползуна. Силовой привод содержит цилиндр и шток, в полости которого установлен электроклапан. Полость штока и подпоршневая полость цилиндра в исходном состоянии привода заполнены сжатым газом. Технический результат изобретения состоит в создании катапультного устройства уменьшенной массы, обеспечивающего надежное отделение ракет, преимущественно большого удлинения. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для использования в системах подвески ракет и их пуска с самолета-носителя. Предлагаемое устройство содержит двухуровневый корпус в виде полой силовой балки с узлами подвески к самолету, направляющей для пуска ракеты, передним и задним обтекателями. Внутри корпуса размещены замково-стопорный механизм, механизм отрывного разъема, электроагрегаты, электрожгут и пневмосистема, включающая в себя баллон с азотом, электроклапан, трубопровод и пневморазъем. Внутри балки, в местах подвески пускового устройства к самолету, установлены силовые элементы, а по остальной длине -полые несиловые кожухи. Указанные механизмы и электроклапан жестко соединены между собой и размещены на внутренней поверхности направляющей. В пневмосистему введен переключатель цепи подачи азота, связанный по линии передачи электрических сигналов на включение и выключение цепи непосредственно с пультом кабины летчика. Технический результат изобретения состоит в создании устройства с высокой надежностью пуска и улучшенными эксплуатационными характеристиками. 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационному оборудованию и предназначено для использования на боевых летательных аппаратах. Технический результат - повышение эффективности применения летательного аппарата. Программная часть системы выполнена с возможностью выбора авиационных средств поражения (АСП) к применению и режимов применения, формирования сигналов целеуказания от прицельных комплексов, полетного задания для АСП, циклограммы подключения самолетного электропитания к АСП, информации в интегрированный комплекс бортового оборудования для отображения на многофункциональном индикаторе системы индикации, а также передачи в исполнительные блоки управляющих команд от информационного управляющего поля кабины. В аппаратной части системы блок согласования и логики обеспечивает решение алгоритмов управления АСП, информационное взаимодействие с бортовой ЦВМ верхнего уровня и преобразование сигналов целеуказания. Блок аварийной разгрузки обеспечивает аварийный сброс АСП со всех точек подвески. Блок преобразования информации обеспечивает трансляцию от блока согласования и логики сигналов целеуказания для цифровых АСП, преобразование код - аналог - код сигналов целеуказания для всего оружия и передачу сигналов управления АСП. Первая группа исполнительных блоков обеспечивает информационное взаимодействие АСП с блоком согласования и логики по энергетическому каналу, а вторая группа исполнительных блоков - только по энергетическому каналу. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, главным образом к авиационному вооружению, а именно к пусковым устройствам ракет, устанавливаемым на внешней подвеске летательного аппарата. Авиационное пусковое устройство для установки и пуска ракет с летательного аппарата состоит из неподвижного корпуса, закрепленного на летательном аппарате, и подвижной рампы, на которой устанавливаются ракеты. Рампа закреплена на неподвижном корпусе с помощью шарнира, ось которого находится в центре масс снаряженной ракетами рампы с возможностью ее поворота в вертикальной плоскости. Поворот осуществляется с помощью управляющего механизма, состоящего из винтовой пары и привода винта, закрепленных неподвижно на двух опорах в корпусе. Подвижная гайка шарнирно соединена с помощью звена с рычагом, жестко закрепленным на рампе. Каждый из передних узлов крепления ракет снабжен запирающим механизмом, фиксирующим узел в запертом или открытом положении с помощью чеки, взаимодействующей с вырезами на основании узла и предохранителем. Технический результат заключается в снижении массы пускового устройства, уменьшении потребляемой мощности привода управляющего механизма, уменьшении аэродинамического сопротивления устройства, упрощении конструкции, а также снижении трудоемкости обслуживания в эксплуатации и трудоемкости изготовления за счет упрощения конструкции устройства. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.