RU2145566C1

RU2145566C1 - Aircraft ejection device

Info

Publication number: RU2145566C1
Application number: RU99111662A
Authority: RU
Inventors: Г.А. Соколовский; Л.В. Сухов; В.В. Ищенко; В.В. Ватолин; А.Л. Рейдель
Priority date: 1999-06-10
Filing date: 1999-06-10
Publication date: 2000-02-20

Abstract

FIELD: rocket suspension and forced separation systems. SUBSTANCE: device has load-bearing housing where rocket forced separation mechanism, rocket holding mechanism, onboard connector mechanism and electric automatic control units are arranged. Rocket forced separation drive includes tactical pneumatic drive and one-time pyrotechnic drive connected by means of working lines. In the upper portion of housing there are wells for ejection device suspension units; free wells are closed with covers. Load-bearing housing is detachable and is rectangular in section; it is provided with side semicylindrical fairings. Its front portion is closed with fairing having arched section of double curvature; tail section is closed by fairing of conical-cylindrical shape with opening doors. Height of housing is equal to half diameter of rocket and width is about 0.3 of rocket calibre. EFFECT: improved aerodynamic characteristics of ejection device; enhanced reliability of holding the rocket. 3 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для применения на различных типах самолетов для транспортирования и принудительного отделения (катапультирования) ракет. The invention relates to the field of aviation technology and can be used for use on various types of aircraft for transportation and forced separation (bailout) of missiles.

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. Aircraft ejection device is known that comprises a system for locking on fixed fasteners of a cargo suspended under an airplane, which has a pair of articulated hooks gripping suspension elements located on the upper part of the cargo and fixed support elements which wedge it upon contact with the cargo, The system has a device for locking the load. This device for locking the load contains a pair of crank levers, each of which is pivotally connected to a fixed point of the suspension device. Each hook is pivotally connected to the first shoulder of the corresponding cranked lever. One end of the screw tensioner is pivotally connected to the second arm of the crank arm, and its opposite end is articulated to the second arm of the second crank arm of the pair. Under the action of the tensioning device, there is a simultaneous rectilinear upward movement of each hook, ensuring the load is gripped by the suspension device, and a uniform distribution of effort on each hook, pat. U.S. 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. The disadvantage of this ejection device, as well as other similar devices for securing cargo under the aircraft (US Pat. No. 4,318,561, B 64 D 1/02, 1982; US Pat. No. 4,416,437, B 64 D 1/02, 1983), is that they have limited seating areas on the plane and can only be used for loads with gripping ears.

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. Another aircraft ejection device with a compulsory discharge of nuclear munition is known, having an ammunition holder. The ammunition has several ears or yokes, with which the ammunition is detachably connected to the holder. The holder with a forced discharge of ammunition has a device for detachably securing a detachable nuclear munition using the ears or yokes of the ammunition. This mounting device contains two opposing hooks, the shape and dimensions of which provide a detachable grip of the ears or yokes of a nuclear munition. The fastening device comprises a link mechanism with appropriate dimensions and configuration, located between opposite hooks and linking them so that with any movement of the link mechanism, the hooks simultaneously trigger. A device for moving the lever mechanism is connected with the connecting lever mechanism in order to simultaneously activate the hooks that move downward, close and thereby detachably capture the ears or ammunition yokes. While moving up, the hooks open, detach from the ears or yokes and release the ammunition, US Pat. U.S. 4,049,222, 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. The disadvantage of this device, as well as other devices for launching ammunition (US Pat. US 5,257,758, B 64 D 7/08, 1993; US Pat. US 5522566, B 64 D 1/02, 1996), in addition to the limited use of ammunition only with gripping ears, is its installation only inside the fuselage of the aircraft, thereby eliminating the possibility of combining the placement of ammunition on the aircraft and the maintenance of this device is hindered.

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. Known aircraft ejection device containing a housing, a trigger for securing and separating the cargo with ears, which contains a rocking chair with near and far end parts. The rocking chair can be rotated from the side of the near end part relative to the aircraft between the transport position of the cargo and the position of ejection. At the far end of the rocking chair is a device for securing and separating the load. This device has a hook to capture the eye of the load. The hook can rotate around a hinge point located at the far end of the rocking chair, and when turning it detaches from the eyelet to release the load. In addition, the device includes a pusher associated with the right output lever, US patent 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. The disadvantage of this device, as well as the device according to US Pat. UK 2017617, B 64 D 1/00, 1979 is that it has a complex structure, and due to the presence of a large number of kinematic units, it is characterized by large friction losses. In addition, during the process of ejection and return of levers to the transport position, significant energy is required.

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. A device for suspension and dropping of cargo, which contains front and rear guides designed to hold respectively the front and rear yokes of the load. The guides are interconnected by rigid elements and form a movable part, which can move along the longitudinal guides of the bearing body. Inside the case there are fixed and clickable stops that interact with the load, preventing it from moving in any direction in the suspension position. Moving the movable part in the guides frees the load, ensuring its discharge, US Pat. France 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. A disadvantage of the known device, as well as the starting device for carrying and launching shells according to US Pat. EP 0039391, B 64 D 1/02, 1981, lies in the fact that their areas of use on the aircraft are limited, they cannot be installed under the fuselage in the area of the air intake of the aircraft, because after the launch of a rocket (shell), its torch, falling into the air intake of the aircraft, may cause the engine to stall. In the case of placing the launcher under the wing, certain geometric restrictions are imposed on the distance between the same launchers. Otherwise, the impact of a torch from a working rocket engine after its launch can disable a neighboring rocket.

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. The present invention is aimed at solving technical problems to improve the aerodynamic characteristics of an aircraft ejection device, to reduce energy consumption during missile ejection while increasing the reliability of holding the rocket in transport position and in the process of its removal, providing the specified parameters for the separation of the rocket and the possibility of using the same ejection devices on different types of aircraft both on airplanes and on helicopters.

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. The essence of the invention lies in the fact that the aircraft ejection device comprises a power housing and a mechanism for forced separation of the rocket, a mechanism for holding the rocket and a drive for the forced separation of the rocket, an on-board connector mechanism, and electroautomatics, the drive being combined with a tactical pneumatic drive and disposable pyrotechnic drive, in the upper part of the body there are niches of suspension units for the ejection device on the plane, free of which are dug with covers, and the power hull is made of a removable rectangular section with side semicylindrical garrots, while its front part is closed by a cowl with an arched section of double curvature, and its tail part is closed by a cone-cylindrical streamlined cowl with drop-down wings, the body height is half the diameter of the rocket, the width of the hull is approximately 0.3 caliber rockets. The drive of the forced separation of the rocket is equipped with a rechargeable cylinder to compensate for air leaks, and the tactical pneumatic drive is made with an integrated electrovalve and is connected to a disposable pyrotechnic drive by working lines.

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. In addition, the mechanism for holding the rocket is made in the form of a pivot-lever parallelogram mechanism consisting of a front stop pivotally mounted on the rear output lever in the form of a two-shoulder lever, the upper arm of which is connected to the rod, and a rear stop pivotally mounted on the front stop, the axis of which pushed back by the length of the yoke of the rocket.

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. The presence in the ejection device of a combined drive integrated in the removable housing allows for rocket ejection with minor energy losses, because during ejection the air compression in the pneumatic cylinder is insignificant, and a reliable return mechanism to the initial position after ejection under the action of significant aerodynamic loads, t. . when braking the levers there is a significant compression of the air and the resulting air pressure in the pneumatic cylinder provides the return conclusions mechanism, i.e. during the bailout, the energy costs for its accumulation in the means of returning the bailout mechanism to its original position are minimized.

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. The mechanism for holding the rocket relative to the removable housing of the ejection device allows for spontaneous release of the rocket only at the end of the bailout process, which also leads to a reduction in energy consumption.

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. The selected lengths of the leverage arms and their rotation angles, the design of the links of the ejection mechanism, the diameter of the pneumatic actuator, and the gas pressure in it make it possible to obtain the specified rocket separation parameters and ensure the safety of the aircraft.

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. The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows the placement of a group of similar catapult devices on an airplane; in FIG. 2 is a kinematic diagram of an ejection device in a transport position; in FIG. 3 - also in the position of ejection; in FIG. 4 is a kinematic diagram of a catapult device of another modification in a transport position; in FIG. 5 - also in the position of ejection; in FIG. 6 - General view of the ejection device; in FIG. 7 - sections aa, bb and bb.

Изобретение позволяет значительно расширить зоны возможного применения авиационных катапультных устройств (далее АКУ) на самолете и более эффективно использовать их. The invention allows to significantly expand the areas of possible use of aircraft ejection devices (hereinafter AKU) on an airplane and to use them more efficiently.

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.In FIG. 1 presents options for the placement of AKU with missiles:
a) under the fuselage;
b) under or near the air intakes, without fear of engine stalling;
c) under the wing more densely with a smaller distance "K" between the AKU, which is determined only by the dimensions of the rocket plus the safety clearance between the suspended missiles.

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. The aircraft ejection device (Fig. 2) comprises a front output lever 2 and a rear output lever 3 hinged on a removable housing 1. The output levers are pivotally connected to each other by a synchronizing rod 4. In addition, the ejection device contains a pneumatic actuator 5 with an integrated valve, which feeds the cylinder 6 and pyrodrive 7. On the housing 1 of the ejection device, a front locking mechanism 8, 9 is installed to hold the front output lever 2 in the transport position and a rear locking mechanism 10, 11 to hold the rear output lever in the transport position. Both mechanisms are interconnected by a synchronizing rod 12. The articulated lever parallelogram mechanism comprises a front stop 13 and a rear stop 14, spring-loaded relative to each other. The front focus 13 is made in the form of a two-arm lever and pivotally mounted on the rear output lever 3 through the axis. The upper arm of the front stop 13 is pivotally connected to the housing 1 of the ejection device by means of a rod 15, while the rod 15, the upper shoulder of the front stop 13 and the second shoulder of the rear output lever 3 form a parallelogram mechanism. The rear stop 14 is pivotally mounted on the front stop 13, the axis of which is pulled back by the length of the yoke 16 of the rocket.

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. The removable housing 1 of the ejection device (FIGS. 6, 7) is made of rectangular cross-section with lateral semi-cylindrical garrots 17, while the front part of the housing is closed by a fairing 18 of arched section of double curvature, and the rear part is closed by a fairing 19 of conical-cylindrical shape.

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. One of the gargrots 17a is included in the rocket head cooling system and serves as a highway for supplying compressed air from the aircraft to the rocket. Inside the second gargrot 17b is the wiring of the aircraft ejection device. To reduce the frontal resistance of the ACU, the gargrots are made semi-cylindrical in shape.

В верхней части корпуса 1 находятся ниши 20 узлов подвески катапультного устройства на самолет, свободные узлы подвески катапультного устройства закрыты крышками 21. In the upper part of the housing 1 there are niches 20 of the suspension nodes of the ejection device on the plane, the free suspension nodes of the ejection device are closed by covers 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 L_б между бугелями и бортовым разъемом 25 с учетом обтекателей.Another modification aircraft ejection device shown in FIG. 4, 5, differs from the above device in that the combined drive containing a tactical pneumatic actuator 5 and emergency pyrodrive 7 is made uniform for the main combat work and work in an emergency. This drive design allows you to simplify the kinematic scheme of the ACU, which leads to a decrease in overall dimensions and weight reduction of the device. The rocket is indicated by 22, the main lines are 23. The front of the body 1 is made of an arched section of double curvature with an extension corresponding to the extension of the head fairing of the rocket 22, the tail of the body 1 is made of a cone-cylindrical streamlined shape with drop-down wings 24, and the height of the body 1 is half the diameter missiles, the width of the hull 1 is equal to the transverse base of the yoke of the rocket and is approximately 0.3 caliber of the rocket 22, the length of the hull 1 is determined by the base L _b between the yokes and the onboard connector 25, taking into account the fairings.

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. Aviation ejection device operates as follows. In the transport position, the front 2 and rear 3 outgoing levers are in the upper position shown in FIG. 2 and are held with the help of load-bearing hooks 8 and 10. After the electro-valve is activated (when voltage is applied to the electromagnet's windings), compressed gas enters the cavity between the cover and the pneumatic actuator piston 5. Under the action of gas, the cylinder begins to move. The cylinder force is transmitted to the front locking and locking mechanism 8, 9. The stop 9 is rotated and unlocks the front load hook 8. At the same time, through the rod 12, the movement of the front stop is transmitted to the rear stop 11, which unlocks the rear load hook 10. Both load hooks 8, 10 are rotated and disengage from the axles of the front 2 and rear 3 of the output levers. Interconnected by a synchronizing rod 4, the front 2 and rear 3 outgoing levers under the action of the force created by the pneumatic actuator 5 are lowered, pushing the missile 22 suspended from them. Simultaneously with the rear 3 outgoing levers, the rods 15 of the parallelogram mechanism are pivotally mounted in the housing 1. The rods 15, turning, hold the stops 13 of the parallelogram mechanism on the rear yoke of the rocket 22 during the entire process of ejection, thereby fixing the rocket 22 in the longitudinal direction. After separation of the rocket 22 and removal of voltage from the windings of the electromagnet solenoid valve, the ejection levers 2, 3 of the ejection mechanism are braked and stopped due to the redistribution of gas pressure in the pneumatic actuator 5. Under the action of the force of the pneumatic actuator 5, the output levers 2, 3 return to their original (transport) position, the carriers are pressed out hooks 8, 10 and are fixed with the corresponding stoppers. When the missile 22 is accidentally reset, voltage is supplied to the squib mounted in the pyrochamber of the pyrotechnic drive 7. The squib is triggered, the gases enter the pneumatic actuator 5 and the process of the ejection device operates according to the scheme described above. In this case, the working lines 23 are used the same.

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. This embodiment of the invention improves the aerodynamic characteristics of the ejection device as a whole, increases the reliability of holding the rocket in the transport position and during its ejection, and provides the specified parameters for the separation of the rocket. The design of the power removable aerodynamically similar body made it possible to improve the aerodynamic characteristics of the ACU and compactly place all the described functional mechanisms inside the body.

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 30^o, а также диаметром пневмопривода, давлением газа в нем и геометрическими размерами механизма принудительного отделения ракеты.The optimal conditions for separation of the rocket are provided with a vertical velocity of the rocket of at least 4 m / s and an angular velocity in the range of 20-30 ^o / s. This is achieved by selecting the lengths of the lead arms and the angle of rotation of about 30 ^o , as well as the diameter of the pneumatic drive, the gas pressure in it and the geometric dimensions of the mechanism of forced separation of the rocket.

Claims

1. An aircraft ejection device comprising a power housing and a rocket forced separation mechanism, a rocket holding mechanism and a rocket forced separation drive, characterized in that it is equipped with an onboard connector mechanism and electric automation, said drive is combined, consisting of tactical air drive and disposable pyrotechnic drive, in the upper part of the body there are niches of suspension units for the ejection device on the plane, free of which roofs are closed kami, and the power hull is made of a removable rectangular section with side semicylindrical garrots, while its front part is closed by a fairing with an arched section of double curvature, and its tail part is closed by a cone-cylindrical fairing with drop-down wings, the height of the hull is half the diameter of the rocket, the width of the hull equal to about 0.3 caliber rockets.

2. The aircraft ejection device according to claim 1, characterized in that the forced rocket separation drive is equipped with a rechargeable balloon to compensate for air leaks, and the tactical pneumatic actuator is made with an integrated electrovalve and is connected to the disposable pyrotechnic drive by working lines.

3. Aircraft ejection device according to claim 1 or 2, characterized in that the mechanism for holding the rocket is made in the form of a pivot-lever parallelogram mechanism, consisting of a two-shouldered lever pivotally mounted on the rear output lever of the front stop, the upper arm of which is connected to the rod , and the rear stop pivotally mounted on the front stop, the axis of which is pushed back by the length of the yoke of the rocket.