устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов

Формула изобретения

1. Устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов, содержащее десантный контейнер с открытым торцом, устройство пневматического выталкивания груза из контейнера через открытый торец, источник высокого давления, отличающееся тем, что десантируемый груз размещен внутри контейнера на установочных элементах, расположенных, по крайней мере, в двух поясах десантируемого груза, при этом, по крайней мере, один из установочных элементов выполнен в виде тарированной опоры, а величины настроек максимальных усилий и допустимые поперечные перемещения этих опор выбраны из условия сохранения гарантированного зазора между десантным контейнером и десантируемым грузом при десантировании груза из контейнера.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что установочные элементы закреплены на десантируемом грузе, а тарированные опоры максимально удалены от открытого торца десантного контейнера.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что установочные элементы закреплены на десантном контейнере, а тарированные опоры расположены в поясах, максимально приближенных к открытому торцу десантного контейнера.

4. Устройство по пп.1-3, отличающееся тем, что тарированные опоры снабжены демпферами гашения динамических колебаний десантируемого груза при его выходе из десантного контейнера.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиакосмической технике и может быть использовано для десантирования из самолета ракет-носителей, а также других тяжелых крупногабаритных грузов с целью их оперативной доставки в отдаленные районы Земли и Мирового океана.

Известны устройства десантирования из самолета ракет-носителей с использованием вытяжных парашютов.

Например, в США в 70-х годах были осуществлены десантирования с военно-транспортного самолета С-5А макетов, а также снятых с вооружения МБР "Минитмен-1" с целью демонстрации возможности их воздушного базирования (Ракетная и космическая техника, 1974 г., N 6, с. 1-4). Ракета на специальной пусковой платформе устанавливалась на рольгангах в грузовом отсеке самолета С-5А. Выброс платформы с ракетой осуществлялся через задний люк самолета двумя вытяжными парашютами. Время на раскрытие вытяжных парашютов и на извлечение ракеты из грузового отсека самолета составляло более 6-8 с. Через некоторое время от момента извлечения платформы с ракетой из самолета производился разрыв бандажей, удерживающих ракету на платформе, и платформа с прикрепленными к ней вытяжными парашютами отделялась от ракеты.

Аналогичное техническое решение предложено в патенте РФ N 2068169, С 1, 6 F 41 F 3/06 фирмы ГРЦ им. акад. В.П. Макеева, представляющее способ выполнения старта ракеты с самолета. Способ состоит в том, что ракету, уложенную на платформе, вытягивают вместе с платформой из грузовой кабины самолета с помощью вытяжных парашютов, затем платформу отделяют от ракеты и уводят ее при помощи этих же вытяжных парашютов.

Недостатками описанных выше устройств десантирования являются необходимость использования специальных платформ и вытяжных парашютов, которые являются одноразовыми. Кроме того, из-за физических ограничений максимальной десантируемой массы для данного самолета (ограничений по усилию вытяжного парашюта, по управляемости самолета, по прочности конструкции самолета в районе "порога" десантного люка и т.п.) доля массы десантируемого груза всегда меньше возможной максимальной на величину массы платформы. Это не позволяет, например, для десантируемых с самолета ракет-носителей воздушного старта обеспечить их максимальную грузоподъемность на орбиту. Существенным недостатком этих способов является также необходимость создания для тяжелых грузов новых больших вытяжных парашютов или многокупольных систем из существующих вытяжных парашютов, надежность которых мала.

Известна авиационно-космическая система по патенту РФ N 2160215, МПК⁷ B 64 G 1/00, 1/14, F 41 F 3/06, содержащая ракету-носитель, которая размещена в транспортно-пусковом контейнере. Транспортно-пусковой контейнер установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя, имеет открытый торец для выхода ракеты-носителя и снабжен устройством пневматического выталкивания в виде источника высокого давления, соединенного посредством запорной арматуры с герметичной пневматической камерой между глухим торцем транспортно-пускового контейнера и торцем ракеты-носителя.

Наиболее близким к изобретению техническим решением является устройство по патенту США N 5279199, MПК⁶ F 41 F 3/06, B 64 D 1/04 фирмы Хьюс Эйркрафт Компани для запуска (выталкивания) ракеты против направления полета самолета, содержащее пусковую трубу, в которой устанавливается ракета, и выталкивающее ракету устройство в виде пневматической подушки с устройством ее наддува.

Технические решения по патентам РФ N 2160215 и США N 5279199 при десантировании грузов не используют дорогостоящих одноразовых элементов, какими являются описанные выше платформы и вытяжные парашюты, и обеспечивают быстрое выталкивание тяжелых грузов из самолета. Так, например, по патенту РФ N 2160215 для выталкивания ракеты-носителя массой около 100 т и диаметром около 3 м из грузового отсека тяжелого транспортного самолета АН-124-100 "Руслан" за время около 2 с необходимо давление в транспортно-пусковом контейнере около 1,5 ати. При этом выталкивающее ракету-носитель усилие составит около 100 тс, продольная перегрузка - около единицы, а относительная скорость в момент покидания грузом контейнера - около 30 м/с.

Недостатками упомянутых решений являются значительные поперечные нагрузки (реакции), действующие на десантируемый груз от установочных элементов. Особенно эти поперечные нагрузки становятся большими при выходе десантируемого груза из десантного контейнера, когда часть установочных элементов уже покинула контейнер, а на оставшихся в контейнере установочных элементах сосредоточены все инерционные силы, действующие на десантируемый груз. Кроме того, на конечном этапе выхода груза из десантного контейнера, когда, например, в контейнере остаются два пояса установочных элементов, возможен эффект заклинивания и недопустимого возрастания нагрузок от установочных элементов на десантируемый груз.

Для таких тяжелых крупногабаритных десантируемых грузов, как ракеты, эти большие поперечные нагрузки приводят к необходимости усиления конструкции ракет и, следовательно, к их утяжелению, снижению грузоподъемности и увеличению удельной стоимости выводимой полезной нагрузки.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение поперечных нагрузок на тяжелые крупногабаритные грузы при их десантировании из самолета и, как следствие, снижение массы конструкции таких грузов, как ракеты-носители, увеличение их грузоподъемности и снижение удельной стоимости выведения полезной нагрузки, а также обеспечение безопасности самолета и его экипажа на этапе десантирования.

Поставленная задача достигается тем, что предлагаемое устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов содержит десантный контейнер с открытым торцем, устройство пневматического выталкивания груза из контейнера через открытый торец, источник высокого давления, при этом десантируемый груз размещен внутри контейнера на установочных элементах, расположенных, по крайней мере, в двух поясах десантируемого груза. При этом, по крайней мере, один из установочных элементов выполнен в виде тарированной опоры. Величины настроек максимальных усилий и допустимые поперечные перемещения этих опор выбраны из условия сохранения гарантированного зазора между десантным контейнером и десантируемым грузом при десантировании груза из контейнера.

Установочные элементы закрепляются либо на десантируемом грузе, либо на десантном контейнере.

В варианте закрепления установочных элементов на десантируемом грузе тарированные опоры максимально удалены от открытого торца десантного контейнера.

В варианте закрепления установочных элементов на десантном контейнере тарированные опоры расположены в поясах, максимально приближенных к открытому торцу десантного контейнера.

Для гашения колебаний в тарированных опорах и снижения динамического нагружения конструкции десантируемого груза тарированные опоры снабжены демпферами гашения динамических колебаний десантируемого груза при его выходе из десантного контейнера.

Предложенное устройство десантирования изображено на фиг. 1 и фиг. 2, где:

1 - самолет;

2 - десантируемый груз;

3 - десантный контейнер;

4 - открытый торец десантного контейнера;

5 - источник высокого давления;

6 - устройство пневматического выталкивания груза;

7 - глухой торец десантного контейнера;

8 - герметичная пневматическая камера;

9 - тарированные опоры;

10 - установочные элементы;

11 - узлы установки десантного контейнера в грузовой кабине самолета;

12 - гарантированный зазор между конструкцией десантного контейнера и десантируемого груза;

13 - допустимые поперечные перемещения тарированных опор.

На фиг. 3 и фиг. 4 приведены реакции и перемещения в установочных элементах, в том числе в тарированных опорах, на примере десантирования из тяжелого самолета АН-124-100 "Руслан" ракеты-носителя массой 100 т.

На фиг. 1,2,3 и 4 приведен один из вариантов закрепления установочных элементов - на десантируемом грузе. При этом тарированные опоры расположены в поясах, максимально удаленных от открытого торца десантного контейнера.

Предложено устройство десантирования из самолета 1 тяжелых крупногабаритных грузов 2, содержащее десантный контейнер 3 с открытым торцем 4, устройство пневматического выталкивания груза 6 из контейнера 3 через открытый торец 4, источник высокого давления 5. При этом десантируемый груз 2 размещен внутри десантного контейнера 3 на установочных элементах 10, расположенных, по крайней мере, в двух поясах десантируемого груза 2. По крайней мере, один из установочных элементов 10 выполнен в виде тарированной опоры 9.

При этом тарированные опоры 9 расположены в поясах, максимально удаленных от открытого торца 4 десантного контейнера 3, если установочные элементы, включая тарированные опоры, закреплены на десантируемом грузе 2. В другом варианте, если установочные элементы 10, включая тарированные опоры 9, закреплены на десантном контейнере 3, то тарированные опоры 9 расположены в поясах, максимально приближенных к открытому торцу 4 десантного контейнера 3.

Таким образом, в любом варианте закрепления установочных элементов 10: на десантируемом грузе 2 или на десантном контейнере 3, - должно выполняться условие, при котором десантируемый груз 2 в процессе выхода из десантного контейнера 3 имеет остающиеся последними удерживающие его установочные элементы, выполненные в виде тарированных опор 9.

Величины настроек максимальных усилий и допустимые поперечные перемещения 13 тарированных опор 9 выбраны из условия сохранения гарантированного зазора 12 между конструкцией десантного контейнера 3 и десантируемого груза 2 в процессе выхода груза через открытый торец 4 десантного контейнера.

Выход десантируемого груза 2 из десантного контейнера 3 осуществляется под действием устройства пневматического выталкивания 6, имеющего источник высокого давления 5. Давление для выталкивания груза подается в герметичную пневматическую камеру 8 между глухим торцем контейнера 7 и десантируемым грузом 2.

Для восприятия самолетом 1 реакции (отдачи) от давления в герметичной пневматической камере 8 десантный контейнер 3 устанавливается на силовом полу грузовой кабины самолета 1 с помощью узлов установки 11, воспринимающих как поперечные, так и продольные нагрузки.

Предложенное устройство десантирования из самолета тяжелых крупногабаритных грузов функционирует следующим образом.

В назначенный момент десантирования груза 2 в герметичную пневматическую камеру 8 между глухим торцем десантного контейнера 7 и десантируемым грузом 2 подается давление из устройства пневматического выталкивания груза 6, имеющего источник высокого давления 5.

При достижении расчетного значения избыточного давления газа в герметичной пневматической камере 8 происходит отсоединение десантируемого груза 2 от десантного контейнера 3 и под давлением газа начинается выход этого груза через открытый торец 4 десантного контейнера 3.

При движении десантируемого груза 2 внутри десантного контейнера 3 все инерционные силы, действующие на груз, и силы трения воспринимаются установочными элементами 10. Реакции от этих элементов нагружают соответственно конструкцию десантного контейнера 3 и десантируемого груза 2.

По мере выхода десантируемого груза 2 из десантного контейнера 3 установочные элементы 10 один за другим выходят из контейнера (в случае их закрепления на десантируемом грузе), а силы инерции груза и силы трения воспринимаются оставшимися в контейнере установочными элементами. С уменьшением количества установочных элементов 10 усилия (реакции) в них возрастают и, следовательно, возрастает нагружение конструкции контейнера и груза.

Для уменьшения инерционного нагружения десантируемого груза 2 и контейнера 3 десантирование может осуществляться на режиме полета самолета типа "горка" с нормальной перегрузкой, действующей на самолет, близкой к нулю (режим, близкий к невесомости).

Однако на режиме типа "горка" самолет 1 совершает вращение в вертикальной плоскости с угловой скоростью

(a_y-g)/V,

где - скорость вращения самолета в вертикальной плоскости;

a_y - нормальное ускорение, действующее на самолет в вертикальной плоскости;

V - скорость полета самолета;

g 9,81 м/с² - ускорение силы тяжести.

Для режима полета тяжелого транспортного самолета, например, АН- 124-100 "Руслан", близкого к невесомости (a_y 0), скорость вращения самолета в вертикальной плоскости составит около

-g/V=-9,81/180=-0,055 1/с=-3^o/с.

При такой угловой скорости вращения самолета 1 и скорости выхода груза 2 из десантного контейнера 3 около 30 м/сек возникает кориолисово ускорение

a_k= W=-0,05530 -1,7 м/c²,

где а_k - кориолисово ускорение;

W - скорость выхода груза из десантного контейнера.

Кориолисово ускорение прижимает десантируемый груз 2 к десантному контейнеру 3 и создает дополнительные усилия на оставшиеся последними установочные элементы 10, а следовательно, на конструкцию десантируемого груза 2 и контейнера 3.

Проведенное математическое моделирование процесса десантирования ракеты-носителя из самолета АН-124-100 "Руслан" показало, что:

- если установочные элементы имеют жесткие не регулируемые опоры, нагрузки на последние опоры при выходе груза из контейнера недопустимо возрастают;

- снижение нагрузок на последние установочные элементы может быть достигнуто за счет применения, по крайней мере, одной тарированной опоры. Причем тарированные опоры должны работать последними по ходу движения груза из десантного контейнера. Величины настроек максимальных усилий и располагаемые поперечные перемещения в этих опорах выбирались так, чтобы усилия на опоры были минимальными, а перемещения обеспечивали гарантированный зазор между конструкцией десантного контейнера и десантируемого груза.

Например, на фиг. 3 и фиг. 4 приведены результаты моделирования (реакции в опорах и перемещения в этих опорах) для ракеты-носителя массой - 100 т, длиной - около 30 м, диаметром - 3 м. Количество установочных элементов - 4, из них 3 - тарированные опоры с максимальным усилием 30 тс. Скорость выхода ракеты-носителя из контейнера - около 30 м/с.

Моделирование осуществлялось на режиме полета самолета типа "горка" с диапазоном вертикальной перегрузки 0,20,1 и с учетом ветровых возмущений, действующих на самолет.

Из фиг. 4 видно, что максимальные перемещения имеет последняя тарированная опора. Эти перемещения не превышают 8 см.

Следует отметить, что при выходе груза из контейнера выход из контейнера каждого установочного элемента сопровождается практически мгновенным перераспределением реакций в оставшихся в контейнере установочных элементах. Это - аналогично удару по установочному элементу, который в зависимости от его жесткости начинает испытывать быстрые поперечные колебания, приводящие к дополнительному динамическому нагружению конструкции груза и контейнера.

Значительные колебания могут возникнуть в тарированных опорах, когда усилия на них достигают максимальных настроечных, и при этом реализовался выход из контейнера очередной опоры со значительным перераспределением реакций.

Для исключения такого динамического нагружения конструкции десантируемого груза и контейнера тарированные опоры должны быть снабжены демпферами механического или другого типа. Мощность демпфера выбирается из условия эффективного гашения колебаний в тарированной опоре.

После выхода десантируемого груза из десантного контейнера может потребоваться стабилизация груза для обеспечения его заданной ориентации или для сообщения ему перегрузки в заданном направлении с целью сепарации жидкости в его емкостях. Например, с целью сепарации компонентов топлива в топливных баках десантируемой ракеты.

Задача стабилизации груза после десантирования может быть решена за счет применения парашютов, вводимых в набегающий поток в процессе или после выхода груза из контейнера. В качестве стабилизирующих парашютов могут использоваться вытяжные парашюты типа ВПС-14, серийно выпускаемые в России и применяемые в военно-транспортной авиации для десантирования тяжелых грузов.

Предложенное изобретение позволяет:

- снизить поперечные нагрузки на конструкцию грузов, десантируемых из самолета;

- снизить массу конструкции этих грузов;

- за счет снижения массы конструкции таких грузов, как ракеты-носители, увеличить их грузоподъемность и снизить удельную стоимость выведения полезной нагрузки;

- обеспечить безопасность самолета и его экипажа за счет создания гарантированного зазора между грузом и контейнером и, следовательно, их безударного разделения.

Предложенное изобретение может быть реализовано при десантировании грузов с тяжелых транспортных самолетов с использованием существующих технологий изготовления транспортно-пусковых контейнеров и их установочных элементов.