RU2232698C1 - Катапультное устройство для аварийного спасения пилота - Google Patents
Катапультное устройство для аварийного спасения пилота Download PDFInfo
- Publication number
- RU2232698C1 RU2232698C1 RU2002134921/11A RU2002134921A RU2232698C1 RU 2232698 C1 RU2232698 C1 RU 2232698C1 RU 2002134921/11 A RU2002134921/11 A RU 2002134921/11A RU 2002134921 A RU2002134921 A RU 2002134921A RU 2232698 C1 RU2232698 C1 RU 2232698C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- charge
- additional
- chamber
- checkers
- main
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к созданию катапультных устройств для систем аварийного спасения летчика, оснащенных ракетными двигателями твердого топлива. Катапультное устройство включает телескопический стреляющий механизм, оснащенный пиропатроном, и двухрежимный ракетный твердотопливный двигатель. При этом камера сгорания двигателя разделена диаметральной перегородкой с перепускными отверстиями на две части: основную и дополнительную. В основной камере, примыкающей к соплоблоку, используют многошашечный заряд из канальных шашек всестороннего горения, а в дополнительной - заряд кольцевой шашки, бронированной по торцам. Шашки как в первой, так и во второй камерах выполнены из одной марки малоградиентного твердого ракетного топлива (ТРТ) при соблюдении условия e2 ≈ 1,5...2,0 е1, где e1 - толщина горящего свода шашки основной камеры, е2 - толщина горящего свода шашки дополнительной камеры. Размеры отверстий в перегородке выполнены из условия обеспечения режима критического истечения газов из дополнительной камеры в основную по окончании горения заряда последней. Технический результат изобретения - создание простого по конструкции и надежного в эксплуатации катапультного устройства. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
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 ±60°С.
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 60°С;
2 - для начальной температуры минус 60°С.
Claims (2)
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.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002134921/11A RU2232698C1 (ru) | 2002-12-23 | 2002-12-23 | Катапультное устройство для аварийного спасения пилота |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002134921/11A RU2232698C1 (ru) | 2002-12-23 | 2002-12-23 | Катапультное устройство для аварийного спасения пилота |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002134921A RU2002134921A (ru) | 2004-06-20 |
RU2232698C1 true RU2232698C1 (ru) | 2004-07-20 |
Family
ID=33413609
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002134921/11A RU2232698C1 (ru) | 2002-12-23 | 2002-12-23 | Катапультное устройство для аварийного спасения пилота |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2232698C1 (ru) |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2449155C2 (ru) * | 2010-07-29 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2497005C1 (ru) * | 2012-04-09 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Твердотопливный газогенератор для катапультного устройства ракеты |
RU2513052C2 (ru) * | 2012-04-06 | 2014-04-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты |
RU2547964C1 (ru) * | 2014-02-06 | 2015-04-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Летательный аппарат (варианты) |
CN106143924A (zh) * | 2016-08-24 | 2016-11-23 | 航宇救生装备有限公司 | 一种弹射启动装置 |
RU2696420C2 (ru) * | 2017-12-29 | 2019-08-01 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Пороховой аккумулятор давления |
CN113928577A (zh) * | 2021-11-19 | 2022-01-14 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机应急缓冲着陆装置 |
-
2002
- 2002-12-23 RU RU2002134921/11A patent/RU2232698C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2449155C2 (ru) * | 2010-07-29 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2513052C2 (ru) * | 2012-04-06 | 2014-04-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты |
RU2497005C1 (ru) * | 2012-04-09 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Твердотопливный газогенератор для катапультного устройства ракеты |
RU2547964C1 (ru) * | 2014-02-06 | 2015-04-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Летательный аппарат (варианты) |
CN106143924A (zh) * | 2016-08-24 | 2016-11-23 | 航宇救生装备有限公司 | 一种弹射启动装置 |
CN106143924B (zh) * | 2016-08-24 | 2018-07-24 | 航宇救生装备有限公司 | 一种弹射启动装置 |
RU2696420C2 (ru) * | 2017-12-29 | 2019-08-01 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тульский государственный университет" (ТулГУ) | Пороховой аккумулятор давления |
CN113928577A (zh) * | 2021-11-19 | 2022-01-14 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机应急缓冲着陆装置 |
CN113928577B (zh) * | 2021-11-19 | 2023-10-27 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机应急缓冲着陆装置 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4714020A (en) | Enabling device for a gas generator of a forced dispersion munitions dispenser | |
US4944226A (en) | Expandable telescoped missile airframe | |
US2724237A (en) | Rocket projectile having discrete flight initiating and sustaining chambers | |
EP2038601B1 (en) | Methods and apparatus for missile air inlet | |
EP1342981B9 (en) | Gun-launched rocket | |
US6966264B2 (en) | Rocket motors with insensitive munitions systems and projectiles including same | |
US2541087A (en) | Safety device for catapulting passengers from aircraft | |
RU2232698C1 (ru) | Катапультное устройство для аварийного спасения пилота | |
KR101192203B1 (ko) | 추진기관 및 이를 구비하는 로켓 | |
US3633509A (en) | Reactionless flare-launching apparatus | |
CA2114735A1 (en) | Missile | |
US2954947A (en) | Rocket assisted pilot ejection catapult | |
US4028886A (en) | Passive chamber wall fragmenter | |
US3296967A (en) | Incendiary device | |
JPS591638B2 (ja) | ロケット・カタパルト | |
US3035796A (en) | Dual thrust rocket booster tube | |
RU2002134921A (ru) | Катапультное устройство для аварийного спасения пилота | |
RU2513052C2 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива для увода отделяемых частей ракеты | |
US3133718A (en) | Automatically projected and deployed parachute | |
US3115320A (en) | Ejection seat catapult | |
US9169806B2 (en) | Propulsion system for flying machine, particularly for a missile | |
US3027125A (en) | Propulsion system | |
US3705550A (en) | Solid rocket thrust termination device | |
US4242865A (en) | Turbojet afterburner engine with two-position exhaust nozzle | |
US3262265A (en) | Combined rocket and catapult motors |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20111224 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20131010 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161224 |
|
NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20171220 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191224 |