катапультное устройство для аварийного спасения пилота

Формула изобретения

1. Катапультное устройство для системы аварийного спасения летчика, включающее телескопический стреляющий механизм, оснащенный пиропатроном и 2-режимный ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ), состоящий из корпуса, соплового блока и заряда твердого топлива, отличающееся тем, что камера сгорания двигателя разделена диаметральной перегородкой с перепускными отверстиями на две камеры: основную - примыкающую к сопловому блоку с размещенным в ней вкладным многошашечным зарядом из канальных шашек всестороннего горения и дополнительную - с установленным в ней зарядом в виде кольцевой шашки, бронированной по торцам, причем шашки в обеих камерах выполнены из одной марки топлива с соблюдением требования e₂>e₁, где е₁, е₂ - соответственно толщина горящего свода шашек основной камеры и толщина горящего свода шашки в дополнительной камере, причем площадь перепускных отверстий в указанной перегородке выполнена из условий обеспечения критического истечения газов из дополнительной камеры в основную по окончании горения заряда последней, при этом стреляющий механизм дополнительно оснащен устройством для перепуска газов пиропатрона в камеру сгорания РДТТ, механически срабатывающим при натяжении фала в начальный момент извлечения пилота из летательного аппарата.

2. Катапультное устройство по п.1, отличающееся тем, что между торцами шашек основной камеры и перегородкой установлен набор демпфирующих прокладок нормированной толщины.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области создания систем аварийного спасения (САС) летного состава, а именно к разработке катапультных устройств и ракетных двигателей твердого топлива для катапультных установок.

Известны ракетные катапультные установки для САС: патенты США №3115320, 3202385, 3282161, 3417947, 3262265, использующие твердотопливные заряды для срабатывания стреляющих механизмов (СМ) и РДТТ для быстрого подъема летчика на необходимую высоту, обеспечивающую гарантированное срабатывание парашютной системы. Известные САС в основном предназначены для катапультирования летчиков из летательных аппаратов типа самолетов, движущихся с высокими скоростями и, как правило, на сравнительно больших высотах. Патентуемое техническое решение относится преимущественно к области разработки САС для летательных аппаратов типа вертолетов.

За прототип патентуемого решения принята конструкция ракетной катапульты по пат. США №4036456. Схема спасения в этом случае предусматривает (фиг.1) отстрел стреляющим механизмом (3) РДТТ (4) катапультной установки, скрепленной фалом (2) с сиденьем летчика на длину фала, с последующим включением РДТТ для подъема катапультируемой массы (1) на фале на высоту, достаточную для эффективного срабатывания парашютной системы. Такая схема обеспечивает надежное раскрытие купола парашюта и безопасное приземление летчика, а также отстрел фала и увод РДТТ от столкновения с парашютом и летчиком.

Особенностью САС рассматриваемого класса является необходимость обеспечения двухступенчатого режима работы тянущего РДТТ (основной - для подъема летчика на определенную высоту и дополнительный - для увода РДТТ от парашютной системы) с реализацией перепада тяг между I и II режимами РДТТ ~20:1.

Необходимая величина импульса тяги для автономного увода КУ (после отстрела фала) на порядок меньше той, что необходима для I режима. Этим и обусловлен потребный перепад тяг (~20:1).

Обеспечить надежную работоспособность в однокамерном варианте РДТТ в этом случае не представляется возможным, так как такой перепад тяг требует реализации соответствующего перепада давления в камере сгорания, при котором известные ТРТ любого типа, как правило, загасают.

В патентуемом изобретении осуществляется технически экономичное решение указанной проблемы путем разделения камеры сгорания перегородкой с перепускными отверстиями на основную и дополнительную. При этом в основной камере размещают многошашечный заряд из канальных шашек всестороннего горения, обеспечивающий суммарный импульс тяги I режима двигателя, необходимый для подъема катапультируемого летчика на высоту, гарантирующую надежное раскрытие парашютной системы, а в дополнительной - малогабаритный кольцевой заряд, бронированный по торцам, с толщиной горящего свода (е₂) в 1,5...2 раза более толщины горящего свода шашек (e₁) в основной камере. С целью обеспечения низкого разброса по перегрузкам, воздействующим на летчика, шашки основного заряда выполняются из малоградиентного твердого топлива. При этом для унификации, повышения экономичности и технологичности САС в целом основной и дополнительный заряды выполнены из одной марки топлива. На первом режиме работы двигателя скорость горения шашек как в основной, так и в дополнительной камерах, соединенных перепускными отверстиями, примерно одинакова. По окончании работы заряда основной камеры заряд дополнительной камеры продолжает гореть в автономном режиме. Для обеспечения устойчивости его работы размеры перепускных отверстий в перегородке выполняются таким образом, чтобы обеспечить режим критического истечения через них газов из дополнительной в основную камеру.

Технической задачей изобретения является:

1) создание технически и экономически эффективного катапультного устройства, обеспечивающего надежное спасение летчика - вытягивание на фале из летательного аппарата (ЛА), подъем на необходимую высоту для срабатывания парашютной системы и увод отработавшей КУ от столкновения с парашютной системой;

2) достижение простоты, экономичности и технологичности тянущего РДТТ и КУ в целом.

Указанная техническая задача решается как за счет оптимальной компоновки патентуемого устройства, так и за счет реализации конструктивных мероприятий, обеспечивающих потребные внутрибаллистические характеристики РДТТ и внешнебаллистические характеристики КУ в целом, а именно (фиг.2):

1) использование единого пиропатрона (5) для задействования СМ (3) и зажжения заряда (6), (7) тянущего РДТТ (4), с оснащением СМ устройством для перепуска газов пиропатрона в камеру сгорания РДТТ, срабатывающем при натяжке фала (2). Перепускное устройство (фиг.3) срабатывает при натяжке фала в момент извлечения летчика из пилотской кабины, при этом срезается кольцо (12), происходит дораздвижка труб СМ и открывается перепускное отверстие (13) для прохода газов из СМ в камеру сгорания РДТТ;

2) реализацию предельно простого и экономичного технического решения для обеспечения двух режимов тяги РДТТ с перепадом ~20:1 путем разделения камеры сгорания диаметральной перегородкой (8) с перепускными отверстиями (9) на основную, примыкающую к сопловому блоку (11), и дополнительную;

3) размещение в основной камере сгорания многошашечного заряда (6) из канальных шашек всестороннего горения, а в дополнительной - заряда (7) в виде кольцевой шашки, бронированной по торцам;

4) выполнение зарядов из одной марки топлива с толщиной горящего свода шашки в дополнительной камере (е₂) 1,5...2 e₁, где e₁ - толщина горящего свода шашек основной камеры;

5) выполнение суммарной площади перепускных отверстий перегородки (9), обеспечивающих критическое истечение газов из дополнительной камеры в основную по окончании горения зарядов в последней. Это условие обеспечивается путем расчета площади поперечного сечения отверстий по известным соотношениям применительно к конкретному РДТТ из условия равенства газоприхода и газорасхода (см. например, Соркин Р.Е. Газотермодинамика ракетных двигателей на твердом топливе. - М.: Наука, 1967, с. 144);

6) подбор длины шашек основного заряда в зависимости от скорости горения топлива и соответственно оснащение двигателя набором демпфирующих прокладок (15), установленных между зарядом (6) и перегородкой (8).

Техническим результатом изобретения является создание простого по конструкции, надежного в эксплуатации, технически и экономически эффективного катапультного устройства.

Патентуемое устройство (фиг.2) работает следующим образом. При подаче импульса на пиропатрон (5) последний срабатывает и под давлением образовавшихся газов происходит раздвижка труб телескопического СМ (3). Подвижная труба телескопического механизма вместе со скрепленным с ней РДТТ (4) получает ускорение и КУ покидает пилотскую кабину, вытягивая фал (2), скрепленный с сиденьем пилота. При достижении безопасной высоты над пилотом и натяжке фала происходит дораздвижка труб СМ и открывается перепускное отверстие (13), через которое газы пиропатрона из СМ поступают в камеру сгорания РДТТ, воспламеняя основной (6) и дополнительный (7) заряды. Совместное горение зарядов обеспечивает необходимый импульс тяги I режима и подъем на фале пилота на требуемую высоту. По окончании горения основного заряда осуществляется отстрел фала, после чего РДТТ за счет горения дополнительного заряда уводится в сторону от летчика и срабатывающей парашютной системы (фиг.1).

Патентуемое устройство реализовано в следующем конструктивном варианте. Телескопический механизм СМ оснащен штатным пиропатроном и перепускным устройством для подвода газов к зарядам РДТТ, расходный блок выполнен двухсопловым, при этом оси сопел находятся под углом 30 к оси двигателя; основной и дополнительный заряды выполнены из малоградиентного баллиститного топлива, при этом основной заряд состоит из 7 канальных шашек всестороннего горения с размерами: наружный диаметр - 42 мм, внутренний диаметр - 10 мм, длина 185...210 мм, а дополнительный выполнен в виде кольца с бронированными торцами с размерами: наружный диаметр - 140 мм, внутренний диаметр - 80 мм, длина - 40 мм; в перегородке выполнены два перепускных отверстия диаметром 7 мм каждое.

Характерные диаграммы "тяга-время" РДТТ для реализованного варианта приведены на фиг.4.

КУ обеспечивает подъем на фале пилота с сиденьем (масса ~120 кг) из кабины вертолета на безопасную высоту с последующим срабатыванием парашютной системы, при уровне перегрузок при катапультировании 8...12 в диапазоне температур ±60С.

Изобретение иллюстрируется следующими графическими материалами:

фиг.1 - схема катапультирования.

а - исходное положение;

б - срабатывание СМ;

в - срабатывание РДТТ;

г - отстрел фала, увод КУ и срабатывание парашютной системы;

1 - катапультируемая масса;

2 - фал;

3 - СМ;

4 - РДТТ.

Фиг.2 - катапультное устройство.

5 - пиропатрон;

3 - телескопический СМ (раздвижные трубы СМ);

6 - основной заряд ТРТ;

7 - дополнительный заряд ТРТ;

8 - перегородка;

9 - отверстия в перегородке;

10 - корпус;

11 - сопловой блок;

12 - срезное кольцо;

13 - перепускное отверстие;

14 - уплотнение;

15 - демпфирующие прокладки.

Фиг.3 - схема запуска РДТТ.

д - положение раздвижных труб сработавшего СМ до натяжки фала;

е - положение раздвижных труб СМ после натяжки фала в момент начала извлечения пилота из ЛА;

3 - CM (раздвижные трубы СМ);

6 - основной заряд ТРТ;

12 - срезное кольцо;

13 - перепускное отверстие;

14 - уплотнение;

стрелками показано направление движения газов пиропатрона из СМ в камеру сгорания РДТТ.

Фиг.4 - диаграмма "тяга-время" РДТТ:

1 - для начальной температуры 60С;

2 - для начальной температуры минус 60С.