RU2672706C1

RU2672706C1 - Device for separating unmanned aerial vehicles from carrier aircraft

Info

Publication number: RU2672706C1
Application number: RU2017135645A
Authority: RU
Inventors: Александра Сергеевна Мицына; Анатолий Пертович Мищенко; Юрий Николаевич Семененко; Владимир Нестерович Смирнов; Леонид Александрович Чернов; Павел Михайлович Чуприна
Priority date: 2017-10-06
Filing date: 2017-10-06
Publication date: 2018-11-19

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to unmanned aerial vehicles (UAVs). Device for separating the UAV group from the carrier aircraft comprises a multi-position launch device located in the cargo compartment of the carrier aircraft made in the fuselage from the lower part thereof and provided with a rotary fairing. Multi-position launching device is provided with attachment devices for each UAV, designed to be released, and configured to extend the UAV from the cargo bay. Multi-position starting device is rotatably pivotable about an axis, perpendicular to the longitudinal plane of symmetry of the carrier aircraft installed in the fuselage of the carrier aircraft in the region of the front lower part of the multi-position launch device. Multi-position starting device is provided with guides for moving and mounting the UAV from the rear side thereof. Swivel fairing of the cargo compartment is attached to the bottom of the multi-position launch device. Cargo compartment is equipped with a multiple action lock for the retracted position of the multi-position launch device.EFFECT: technical result of the invention is the compact placement of the UAV, the reduction in the mass of the separation unit, the time of separation of the UAV group and the improvement of the separation safety.3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА), транспортируемым другими летательными аппаратами и отделяемым в полете.The invention relates to unmanned aerial vehicles (UAVs) transported by other aircraft and separated in flight.

Известен БПЛА, патент RU №2518877, устройство отделения группы которых от самолета-носителя принято за прототип и содержит многопозиционное пусковое устройство, расположенное в грузовом отсеке самолета-носителя, выполненном в фюзеляже, со стороны его нижней части, и снабженном поворотным обтекателем, выполненным из двух поворотных створок с дистанционным управлением. Многопозиционное пусковое устройство снабжено узлами (устройствами) крепления каждого беспилотного летательного аппарата, выполненными с возможностью их расфиксации, и выполнено с возможностью выдвижения каждого БПЛА из грузового отсека посредством устройства его подвески и отделения, с передачей БПЛА импульса силы при выдвижении.A UAV is known, patent RU No. 2518877, the device for separating the group of which from the carrier aircraft is taken as a prototype and contains a multi-position launch device located in the cargo compartment of the carrier aircraft, made in the fuselage, from the lower part, and equipped with a rotary cowl made of two rotary shutters with remote control. The multi-position launcher is equipped with nodes (devices) for fastening each unmanned aerial vehicle, made with the possibility of their unlocking, and is configured to extend each UAV from the cargo compartment by means of its suspension and compartment, with the UAV transmitting a force pulse when extending.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с признаками предлагаемого устройства являются следующие: устройство отделения группы беспилотных летательных аппаратов от самолета-носителя, содержащее многопозиционное пусковое устройство, расположенное в грузовом отсеке самолета-носителя, выполненном в фюзеляже, со стороны его нижней части, и снабженном поворотным обтекателем, при этом многопозиционное пусковое устройство снабжено устройствами крепления каждого беспилотного летательного аппарата, выполненными с возможностью их расфиксации и выполнено с возможностью выдвижения беспилотных летательных аппаратов из грузового отсека.The essential features of the prototype that coincide with the features of the proposed device are as follows: a device for separating a group of unmanned aerial vehicles from a carrier aircraft, comprising a multi-position launch device located in the cargo compartment of the carrier aircraft, made in the fuselage, from its lower part, and equipped with a rotary fairing , while the multi-position launcher is equipped with fasteners for each unmanned aerial vehicle, made with the possibility and releasable and operable to extension drones from the cargo compartment.

В известном устройстве отделения группы БПЛА от самолета-носителя, устройства подвески и отделения, выдвигающие каждый БПЛА из грузового отсека самолета-носителя, автономны и расположены сверху над каждым БПЛА, что усложняет конструкцию устройства отделения, увеличивает габариты грузового отсека и не позволяет обеспечить компактное размещение группы БПЛА в грузовом отсеке. Кроме того, автономность устройств подвески и отделения обуславливает наличие у них независимых друг от друга технологических люфтов, что увеличивает динамическую нагрузку на них при транспортировке и выдвижения каждого БПЛА, соответственно, увеличивает их габариты и массу, а также габариты и массу устройства отделения группы БПЛА. Отделение каждого БПЛА известным устройством осуществляется перпендикулярно продольной оси фюзеляжа самолета-носителя, поэтому в процессе отделения корпус БПЛА и фюзеляж параллельны друг другу, при малой величине зазора между ними и большой скорости самолета-носителя, скорость обтекающего потока воздуха в зазоре увеличивается, а давление уменьшается, формируя дополнительную силу сопротивления отделению, действующую со стороны БПЛА на устройства подвески и отделения. Для преодоления силы сопротивления и обеспечения безопасности самолета-носителя и БПЛА при их отделении, устройства их подвески и отделения должны воздействовать на БПЛА с достаточно большими усилиями, соизмеримыми с их весом, или превышающими их вес в несколько раз (в ~5-7 раз, для легких БПЛА), что приводит к увеличению их габаритов и массы. Кроме того, переменная величина зазора между параллельно движущимися при отделении фюзеляжем самолета-носителя и корпусом БПЛА приводит к нестационарности (пульсациям давления) в потоке обтекающего атмосферного воздуха, вызывающего колебания корпуса отделяемого БПЛА, что делает невозможным безопасное отделение соседних БПЛА с небольшим интервалом времени (~0,1 с), поэтому для безопасности самолета-носителя и отделяемых БПЛА группы, при их отделении известным устройством, выполняются последовательно следующие операции: открытие створок поворотного обтекателя и выдвижение из грузового отсека одного БПЛА, расфиксация устройства его крепления, выдвижение из грузового отсека второго БПЛА и расфиксация устройства его крепления. Последовательное выполнение этих операций увеличивает общее время, затрачиваемое самолетом-носителем на отделение всех БПЛА группы, и удаление БПЛА в полете друг от друга после их отделения, и большой протяженности отделенной группы БПЛА, что снижает оперативность выполнения задач назначения БПЛА, например, мониторинга земной поверхности, борьбы с пожарами, наводнениями, ледяными заторами, а при использовании БПЛА для решения боевых задач увеличивает вероятность их поражения и поражения самолета-носителя средствами противодействия противника. Ускоряющие усилия, прикладываемые перпендикулярно продольной оси БПЛА, вызывают поперечные колебания корпуса БПЛА, увеличивающие нагрузки на корпуса отделяемых БПЛА, для выдерживания которых необходимо их упрочнение, сопряженное с увеличением объема и массы как корпусов БПЛА, так и устройств их подвески и отделения.In the known device for separating a UAV group from a carrier aircraft, suspension and separation devices that push each UAV out of the cargo compartment of a carrier aircraft are autonomous and are located above each UAV, which complicates the design of the separation device, increases the dimensions of the cargo compartment and does not allow for compact placement UAV groups in the cargo hold. In addition, the autonomy of the suspension and separation devices determines that they have technological backlashes that are independent of each other, which increases the dynamic load on them during transportation and extension of each UAV, respectively, increases their dimensions and weight, as well as the dimensions and weight of the separation unit of the UAV group. Separation of each UAV by a known device is perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage of the carrier aircraft; therefore, during separation, the UAV body and fuselage are parallel to each other, with a small gap between them and a high speed of the carrier aircraft, the velocity of the air flow in the gap increases and the pressure decreases , forming an additional force of resistance to separation, acting from the side of the UAV on the suspension and separation devices. To overcome the resistance force and ensure the safety of the carrier aircraft and UAVs when they are separated, their suspension and separation devices must act on the UAVs with sufficiently large forces commensurate with their weight, or several times greater than their weight (~ 5-7 times, for light UAVs), which leads to an increase in their dimensions and mass. In addition, the variable gap between the parallel moving UAVs and the UAV hull during separation by the fuselage and the UAV hull leads to unsteadiness (pressure pulsations) in the flow of ambient air causing vibrations of the hull of the separated UAV, which makes it impossible to safely separate neighboring UAVs with a short time interval (~ 0.1 s), therefore, for the safety of the carrier aircraft and the detachable UAVs of the group, when they are separated by a known device, the following operations are performed sequentially: opening the wing to the rotary fairing and the extension of one UAV from the cargo compartment, the release of its fastening device, the extension of the second UAV from the cargo compartment and the release of its fastening device. The sequential execution of these operations increases the total time spent by the carrier aircraft for the separation of all UAVs of the group, and the removal of UAVs in flight from each other after separation, and the large length of the separated UAV group, which reduces the efficiency of the tasks of designating UAVs, for example, monitoring the earth’s surface , fighting fires, floods, ice jams, and when using UAVs for solving combat missions increases the likelihood of their defeat and destruction of the carrier aircraft by means of counteracting otivnika. Accelerating forces applied perpendicular to the UAV longitudinal axis cause lateral vibrations of the UAV case, increasing loads on the bodies of detached UAVs, which must be hardened to withstand it, which is associated with an increase in the volume and weight of both UAV cases and their suspension and separation devices.

Техническим результатом, на решение которого направлено изобретение, является компактное размещение БПЛА в грузовом отсеке самолета-носителя, уменьшение массы устройства отделения группы БПЛА, в целом, уменьшение времени отделения группы БПЛА и увеличение вероятности безопасного отделения БПЛА от самолета-носителя.The technical result, the invention is aimed at, is the compact placement of UAVs in the cargo compartment of the carrier aircraft, reducing the mass of the separation unit of the UAV, in general, reducing the time of separation of the UAV group and increasing the likelihood of safe separation of the UAV from the carrier aircraft.

Для решения поставленных задач в предлагаемом устройстве отделения группы беспилотных летательных аппаратов от самолета-носителя, содержащем многопозиционное пусковое устройство, расположенное в грузовом отсеке самолета-носителя, выполненном в фюзеляже, со стороны его нижней части, и снабженном поворотным обтекателем, при этом многопозиционное пусковое устройство снабжено устройствами крепления каждого беспилотного летательного аппарата, выполненными с возможностью их расфиксации, и выполнено с возможностью выдвижения беспилотных летательных аппаратов из грузового отсека, многопозиционное пусковое устройство выполнено с возможностью поворота механизмом поворота вокруг оси, перпендикулярной продольной плоскости симметрии самолета-носителя, установленной в фюзеляже самолета-носителя, в районе передней нижней части многопозиционного пускового устройства, и снабжено направляющими для перемещения и установки беспилотных летательных аппаратов со стороны его задней части, поворотный обтекатель грузового отсека прикреплен к нижней части многопозиционного пускового устройства, а грузовой отсек снабжен фиксатором многократного действия убранного положения многопозиционного пускового устройства. Для уменьшения времени отделения группы БПЛА, направляющие многопозиционного пускового устройства выполнены в виде стволовых контейнеров с герметичными стенками, при этом каждый стволовой контейнер снабжен системой наддува, содержащей источник газа высокого давления, снабженный пусковым устройством и сообщенный с передней частью полости стволового контейнера через устройство ограничения расхода газа. Для дополнительного уменьшения времени отделения группы БПЛА, многопозиционное пусковое устройство снабжено устройствами отталкивания каждого беспилотного летательного аппарата.To solve the problems in the proposed device, the separation of the group of unmanned aerial vehicles from the carrier aircraft, containing a multi-position launch device located in the cargo compartment of the carrier aircraft, made in the fuselage, from the lower part, and equipped with a rotary fairing, with a multi-position launch device equipped with fasteners for each unmanned aerial vehicle, made with the possibility of their release, and made with the possibility of extension of unmanned x aircraft from the cargo compartment, a multi-position launching device is arranged to be rotated by a rotation mechanism around an axis perpendicular to the longitudinal plane of symmetry of the carrier aircraft installed in the fuselage of the carrier aircraft, in the region of the front lower part of the multi-position launch device, and provided with guides for moving and installing unmanned aerial vehicles from the rear, the rotary fairing of the cargo compartment is attached to the lower part of the multi-position ovogo device and the cargo bay is provided with multiple detent action retracted position multi-position trigger device. To reduce the separation time of the UAV group, the guides of the multi-position launch device are made in the form of barrel containers with hermetic walls, each barrel container being equipped with a pressurization system containing a high-pressure gas source, equipped with a starting device and communicated with the front of the barrel container cavity through a flow limiting device gas. To further reduce the separation time of the UAV group, the multi-position launcher is equipped with repulsion devices for each unmanned aerial vehicle.

Отличительными признаками предлагаемого устройства отделения группы беспилотных летательных аппаратов от самолета-носителя является то, что многопозиционное пусковое устройство выполнено с возможностью поворота механизмом поворота вокруг оси, перпендикулярной продольной плоскости симметрии самолета-носителя, установленной в фюзеляже самолета-носителя, в районе передней нижней части многопозиционного пускового устройства, и снабжено направляющими для перемещения и установки беспилотных летательных аппаратов со стороны его задней части, поворотный обтекатель грузового отсека прикреплен к нижней части многопозиционного пускового устройства, а грузовой отсек снабжен фиксатором многократного действия убранного положения многопозиционного пускового устройства; направляющие многопозиционного пускового устройства выполнены в виде стволовых контейнеров с герметичными стенками, при этом каждый стволовой контейнер снабжен системой наддува, содержащей источник газа высокого давления, снабженный пусковым устройством и сообщенный с передней частью полости стволового контейнера через устройство ограничения расхода; многопозиционное пусковое устройство снабжено устройствами отталкивания каждого беспилотного летательного аппарата.Distinctive features of the proposed device for separating a group of unmanned aerial vehicles from a carrier aircraft is that the multi-position launch device is rotatable with a rotation mechanism around an axis perpendicular to the longitudinal plane of symmetry of the carrier aircraft installed in the fuselage of the carrier aircraft in the region of the front lower part of the multi-position starting device, and is equipped with guides for moving and installing unmanned aerial vehicles from its rear the second part, the pivot payload fairing is attached to the bottom of the multi-start device and the cargo bay is provided with multiple detent action retracted position multi-position trigger device; guides of the multi-position launch device are made in the form of barrel containers with hermetic walls, with each barrel container being equipped with a pressurization system containing a high-pressure gas source, equipped with a starting device and communicated with the front of the barrel container cavity through a flow limiting device; the multi-position launcher is equipped with repulsion devices for each unmanned aerial vehicle.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, достигается следующий технический результат: обеспечивается компактное размещение БПЛА в грузовом отсеке самолета-носителя, уменьшение массы устройства отделения группы БПЛА, в целом, уменьшение времени отделения группы БПЛА и увеличение вероятности безопасного отделения БПЛА от самолета-носителя. Благодаря уменьшению времени отделения группы БПЛА, увеличивается оперативность выполнения БПЛА задач назначения, например, мониторинга земной поверхности, борьбы с пожарами, наводнениями, ледяными заторами, а, при использовании устройства в военной авиации, дополнительно, уменьшается вероятность поражения самолета-носителя и отделяемых БПЛА средствами противодействия противника.Due to the presence of these distinctive features in combination with the known, the following technical result is achieved: compact placement of UAVs in the cargo compartment of the carrier aircraft, reduction in the mass of the separation device of the UAV group, in general, reduction in the time of separation of the UAV group and an increase in the likelihood of safe separation of the UAV from the aircraft carrier. Due to the reduction of the separation time of the UAV group, the efficiency of UAVs performing assignment tasks, for example, monitoring the earth's surface, fighting fires, floods, ice jams, and, when using the device in military aviation, increases the likelihood of hitting a carrier aircraft and detached UAVs by means of opposing the enemy.

Предложенное техническое решение может найти применение, как в гражданской, так и в военной авиации, для компактного размещения группы БПЛА в грузовом отсеке самолета-носителя, уменьшения его массы, увеличения вероятности безопасного отделения группы БПЛА от самолета-носителя, а также увеличения оперативности выполняемых задач, например, при мониторинге поверхности, борьбе с пожарами, наводнениями, ледяными заторами, дополнительно, в военной авиации, для уменьшения вероятности поражения самолета-носителя и БПЛА средствами противодействия противника.The proposed technical solution can be used in both civil and military aviation to compactly place a UAV group in the cargo compartment of a carrier aircraft, reduce its mass, increase the likelihood of a safe separation of a UAV group from a carrier aircraft, as well as increase the efficiency of tasks , for example, when monitoring the surface, fighting fires, floods, ice jams, in addition, in military aviation, to reduce the likelihood of damage to the carrier aircraft and UAVs with countermeasures Via the enemy.

Устройство отделения БПЛА от самолета-носителя представлено на чертежах, фиг. 1 - фиг. 3.The device for separating the UAV from the carrier aircraft is shown in the drawings, FIG. 1 - FIG. 3.

На фиг. 1 представлен продольный разрез устройства отделения группы БПЛА от самолета-носителя, в состоянии убранного в грузовой отсек положения многопозиционного пускового устройства, для транспортирования группы БПЛА к месту отделения.In FIG. 1 shows a longitudinal section of a device for separating a UAV group from a carrier aircraft, in the state of a multi-position launch device, removed from the cargo compartment, for transporting a UAV group to a separation site.

На фиг. 2 показано представленное на фиг. 1 устройство при повернутом для отделения группы БПЛА положении многопозиционного пускового устройства.In FIG. 2 shows the embodiment of FIG. 1 device when the position of the multi-position launcher is rotated to separate the UAV group.

На фиг. 3 представлен вид по стрелке А фиг. 2, поясняющий установку оси поворота многопозиционного пускового устройства в фюзеляже самолета-носителя.In FIG. 3 is a view along arrow A of FIG. 2, explaining the installation of the rotation axis of the multi-position starting device in the fuselage of the carrier aircraft.

Представленное на фиг. 1-3 устройство отделения группы БПЛА содержит многопозиционное пусковое устройство 1, расположенное в грузовом отсеке 2 самолета-носителя, выполненном в фюзеляже 3, со стороны его нижней части, и снабженном поворотным обтекателем 4, прикрепленным к нижней части многопозиционного пускового устройства 1, которое снабжено устройствами 5 крепления каждого БПЛА 6, выполненными с возможностью их расфиксации, и выполнено с возможностью выдвижения БПЛА 6 из грузового отсека 2, путем поворота многопозиционного пускового устройства 1 механизмом 7 поворота вокруг оси 8, перпендикулярной продольной плоскости симметрии самолета-носителя и установленной в фюзеляже 3 самолета-носителя, в районе передней нижней части многопозиционного пускового устройства 1, при этом, грузовой отсек 2 снабжен фиксатором 9 многократного действия убранного положения многопозиционного пускового устройства 1, которое снабжено направляющими, выполненными в виде стволовых контейнеров 10 с герметичными стенками, при этом каждый стволовой контейнер 10 снабжен системой наддува, содержащей источник 11 газа высокого давления, снабженный пусковым устройством 12 и сообщенный с передней частью 13 полости стволового контейнера 10 через устройство 14 ограничения расхода газа. Многопозиционное пусковое устройство 1 снабжено устройствами 15 отталкивания каждого беспилотного летательного аппарата.Presented in FIG. 1-3, the separation unit of the UAV group contains a multi-position launcher 1 located in the cargo compartment 2 of the carrier aircraft, made in the fuselage 3, from the side of its lower part, and provided with a rotary fairing 4 attached to the lower part of the multi-position launcher 1, which is equipped with fastening devices 5 of each UAV 6, made with the possibility of their release, and made with the possibility of extension of the UAV 6 from the cargo compartment 2, by turning the multi-position launcher 1 by the mechanism 7 a company around the axis 8, perpendicular to the longitudinal plane of symmetry of the carrier aircraft and installed in the fuselage 3 of the carrier aircraft, in the region of the front lower part of the multi-position launch device 1, while the cargo compartment 2 is provided with a multi-action lock 9 of the retracted position of the multi-position launch device 1, which equipped with guides made in the form of barrel containers 10 with sealed walls, while each barrel container 10 is equipped with a pressurization system containing a source of high-pressure gas 11 avlenii, equipped with a starting device 12 and communicated with the front part 13 of the cavity of the barrel container 10 through the device 14 to limit gas flow. The multi-position launcher 1 is equipped with devices 15 repulsion of each unmanned aerial vehicle.

Представленное на фиг. 1-3 устройство отделения группы БПЛА работает следующим образом. Для загрузки БПЛА 6 в многопозиционное пусковое устройство 1 (фиг. 1) расфиксируется фиксатор 9 его убранного положения и задействуется механизм 7 поворота, обеспечивающий поворот многопозиционного пускового устройства 1 с обтекателем 4 вокруг оси 8 на угол α_ПОВ (против часовой стрелки, фиг. 2) с выходом задней части многопозиционного пускового устройства 1 за пределы нижней части фюзеляжа 3. При этом, каждый из группы БПЛА 6, с использованием средств наземного обслуживания (на чертежах не показаны), устанавливается в соответствующий стволовой контейнер 10 с обжатием устройства 15 отталкивания до входа в устройства 5 крепления и обеспечивается фиксация БПЛА 6 устройством 5 крепления. Устройство 15 отталкивания БПЛА 6 может быть выполнено в виде пружинного или гидравлического механизма, или их комбинации. После этого, механизмом 7 поворота осуществляется обратный поворот многопозиционного пускового устройства 1 вокруг оси 8 на угол минус α_ПОВ (по часовой стрелке) в убранное положение и его фиксация фиксатором 9 многократного действия. При этом, благодаря прикреплению поворотного обтекателя 4 грузового отсека 2 к нижней части многопозиционного пускового устройства 1, поворотный обтекателя 4 устанавливается заподлицо с нижней частью фюзеляжа 3, обеспечивая его малое аэродинамическое сопротивление в полете самолета-носителя. В зоне отделения БПЛА 6 задействуется механизм 7 поворота, обеспечивающий поворот многопозиционного пускового устройства 1 вокруг оси 8 на угол α_ПОВ (против часовой стрелки, фиг. 2) с выходом задней части многопозиционного пускового устройства 1 за пределы нижней части фюзеляжа 3. При этом, в отличие от прототипа, одновременно обеспечиваются выдвижение всех БПЛА 6 из грузового отсека 2 в положение готовности к отделению и поворот обтекателя 4 грузового отсека 2. После расфиксации устройства 5 крепления очередного БПЛА 6 его движение по стволовому контейнеру 10 при отделении осуществляется под действием силы F_Т-ПР (фиг. 2), равной проекции силы (F_Т) тяжести БПЛА 6 на продольную ось стволового контейнера 10, а также дополнительной силы F_ВИХР, обусловленной уменьшением атмосферного давления за кормовой частью БПЛА 6 на величину ΔР_ВИХР, вследствие вихревого течения обтекающего потока воздуха, и равной произведению величины ΔР_ВИХР на площадь поперечного сечения БПЛА 6. Сумма сил F_Т-ПР и F_ВИХР обеспечивает, согласно второго закона Ньютона, ускоренное движение БПЛА 6 вдоль оси стволового контейнера 10, в противоположном полету направлении, вплоть до полного отделения. Вследствие одновременного выдвижения БПЛА 6 из грузового отсека 2 механизмом 7 поворота, в отличие от прототипа, расфиксация устройства 5 крепления последующего отделяемого БПЛА 6 может осуществляться с малым интервалом времени, при неполном выходе из стволового контейнера текущего отделяемого БПЛА 6, в отличие от прототипа, где это невозможно, по соображениям безопасности отделяемых БПЛА 6 и самолета-носителя. Например, в предлагаемом устройстве отделения группы БПЛА 6 от самолета-носителя, при скорости полета самолета-носителя - W=200 м/с и интервале времени - Δτ=0,1 с между задействованием устройств 5 крепления БПЛА 6 в многопозиционном пусковом устройстве 1, расстояние между соседними отделенными БПЛА 6 составит - L_МИН=W×Δτ=200×0,1=20 м, соответственно, при отделении группы из восьми (n=8) БПЛА 6 расстояние между первым и восьмым отделенными БПЛА 6 составит L_МАКС=L_МИН×(n-1)=20×7=140 м. При этом, по сравнению с прототипом обеспечивается: экономия времени на отделение группы БПЛА 6 на величину Δτ_ОТД=n×(τ_ПРОТ-Δτ), где τ_ПРОТ - время выдвижения одного БПЛА из грузового отсека в прототипе предлагаемого устройства отделения, и уменьшается расстояние между первым и последним отделенными БПЛА 6 на величину ΔL_МАКС=W×(τ_ПРОТ-Δτ)×n. Благодаря тому, что движение БПЛА 6 при отделении осуществляется в направлении продольных осей стволовых контейнеров 10, стволовые контейнеры 10 могут быть максимально приближены друг к другу своими боковыми поверхностями, что обеспечивает возможность компактного размещения стволовых контейнеров 10 с БПЛА 6 в многопозиционном пусковом устройстве 1, с минимальным объемом и массой, соответственно, уменьшаются объем и масса многопозиционного пускового устройства 1, грузового отсека 2 и устройства отделения в целом. Благодаря тому, что движение БПЛА 6 при отделении осуществляется под углом α_ПОВ к продольной оси фюзеляжа 3, в сторону, противоположную направлению полета самолета-носителя, и ускорению БПЛА 6 в стволовых контейнерах 10, увеличивается вероятность безопасного отделения БПЛА 6 от самолета-носителя. Устройство 15 отталкивания действует силой F_У-ОТТ на БПЛА 6, которая помогает преодолеть увеличенную силу сопротивления трения покоя, действующую на БПЛА 6 при страгивании в начале отделения, и дополнительно увеличивает суммарную силу действующую на БПЛА 6 и его ускорение на начальном участке, что дополнительно уменьшает время его отделения. Дополнительное уменьшение времени отделения группы БПЛА 6 достигается воздействием на каждый отделяемый БПЛА 6 дополнительной силой (F_НАДД), уменьшающей время отделения каждого БПЛА 6, при наддуве передней части 13 полости каждого стволового контейнера 10 избыточным давлением ΔР_НАДД сжатого газа из источника 11 газа высокого давления, и равной произведению величины ΔР_НАДД на площадь поперечного сечения БПЛА 6. Для наддува задействуется пусковое устройство 12 и газ высокого давления из источника 11 газа высокого давления через устройство 14 ограничения расхода поступает в переднюю часть 13 полости стволового контейнера 10 с отделяемым БПЛА 6. При этом на каждый отделяемый БПЛА 6 действует сумма сил F_Т-ПР, F_ВИХР и F_НАДД, определяющая увеличение величины ускорения БПЛА 6 при его движении вдоль оси стволового контейнера 10, следовательно, и дополнительное уменьшение времени выхода каждого БПЛА 6 из соответствующего стволового контейнера 10. После отделения группы БПЛА 6 осуществляется обратный поворот многопозиционного пускового устройства 1 вокруг оси 8 на угол минус α_ПОВ (по часовой стрелке) механизмом 7 поворота в убранное положение и его фиксация фиксатором 9. В зависимости от необходимого количества в группе отделяемых БПЛА 6, могут задействоваться один или два механизма 7 поворота и обеспечиваться отделение БПЛА 6 из одного или двух многопозиционных пусковых устройств 1.Presented in FIG. 1-3, the separation unit of the UAV group operates as follows. To load the UAV 6 into the multi-position launcher 1 (Fig. 1), the latch 9 of its retracted position is released and the rotation mechanism 7 is activated, which rotates the multi-position launcher 1 with the cowl 4 around axis 8 by the angle α _POV (counterclockwise, Fig. 2 ) with the rear of the multi-position launcher 1 exiting beyond the bottom of the fuselage 3. In this case, each of the UAV group 6, using ground support equipment (not shown in the drawings), is installed in the corresponding stem onteyner 10 with compression repulsion device 15 before entering the fixing device 5 and provided fixation device 5 6 UAV fastening. The device 15 of the repulsion of the UAV 6 can be made in the form of a spring or hydraulic mechanism, or a combination thereof. After that, the rotation mechanism 7 performs a reverse rotation of the multi-position starting device 1 around axis 8 by an angle minus α _POW (clockwise) to the retracted position and its fixation by a multiple-action lock 9. Moreover, due to the attachment of the rotary fairing 4 of the cargo compartment 2 to the lower part of the multi-position starting device 1, the rotary fairing 4 is installed flush with the lower part of the fuselage 3, providing its low aerodynamic drag in flight of the carrier aircraft. In the separation zone of the UAV 6, a rotation mechanism 7 is activated, which rotates the multi-position launcher 1 around axis 8 by an angle α _POV (counterclockwise, Fig. 2) with the rear of the multi-position launcher 1 exiting the bottom of the fuselage 3. Moreover, unlike the prototype, at the same time, all UAVs 6 are extended from the cargo compartment 2 to the ready position for separation and the cowling 4 of the cargo compartment 2 is rotated. After fixing the device 5 for securing the next UAV 6, its movement along the barrel mu container 10 during separation is carried out under the action of the force F _T-PR (Fig. 2), equal to the projection of the force (F _T ) of the gravity of the UAV 6 on the longitudinal axis of the barrel container 10, as well as additional force F _WHR due to a decrease in atmospheric pressure behind the stern UAV 6 by the value _{ΔР Whirlwind} , due to the vortex flow around the air stream, and equal to the product of the value _{ΔР Whirlwind} and the cross-sectional area of the UAV 6. The sum of the forces F _T-PR and F _Whirlwind ensures, according to Newton’s second law, accelerated motion of the UAV 6 along the axis of the stem container 10, in the opposite direction of flight, until complete separation. Due to the simultaneous extension of the UAV 6 from the cargo compartment 2 by the rotation mechanism 7, in contrast to the prototype, the fixing device 5 for securing the subsequent detachable UAV 6 can be carried out with a short time interval when the current detachable UAV 6 is incompletely exited from the barrel container, unlike the prototype, where this is not possible, for safety reasons, detachable UAV 6 and the carrier aircraft. For example, in the proposed device for separating a UAV group 6 from a carrier aircraft, at a flight speed of a carrier aircraft of W = 200 m / s and a time interval of Δτ = 0.1 s between the activation of UAV mounting devices 5 in a multi-position launcher 1, the distance between adjacent separated UAVs 6 will be - L _MIN = W × Δτ = 200 × 0.1 = 20 m, respectively, when separating a group of eight (n = 8) UAVs 6, the distance between the first and eighth separated UAVs 6 will be L _MAX = L _MIN × (n-1) = 20 × 7 = 140 m in this case, compared with the prior art is provided:. savings in time division s group UAV 6 by an amount Δτ _DTD = n × (τ _against -Δτ), where τ - _against time extension of the UAV from the cargo bay in a prototype of the proposed separation devices and decreases the distance between the first and last separated UAV 6 by an amount ΔL _MAX = W × (τ _against -Δτ) × n. Due to the fact that the UAV 6 moves during separation in the direction of the longitudinal axes of the barrel containers 10, the barrel containers 10 can be as close as possible to each other with their side surfaces, which makes it possible to compactly place the barrel containers 10 with the UAV 6 in the multi-position launcher 1, s the minimum volume and mass, respectively, decreases the volume and mass of the multi-position starting device 1, cargo compartment 2 and the separation device as a whole. Due to the fact that the UAV 6 during separation moves at an angle α _POV to the longitudinal axis of the fuselage 3, in the direction opposite to the direction of flight of the carrier aircraft, and the acceleration of the UAV 6 in the barrel containers 10, the likelihood of safe separation of the UAV 6 from the carrier aircraft increases. The repulsion device 15 acts by the force F _U-OTT on the UAV 6, which helps to overcome the increased rest friction drag force acting on the UAV 6 when moving at the beginning of the compartment, and additionally increases the total force acting on the UAV 6 and its acceleration in the initial section, which additionally reduces the time of its separation. An additional reduction in the separation time of the UAV group 6 is achieved by acting on each detached UAV 6 with an additional force (F _NADD ), which reduces the separation time of each UAV 6 when the front part 13 of the cavity of each barrel container 10 is pressurized with excess pressure _{ΔР NADD of} compressed gas from the high-pressure gas source 11 and equal to the product of the value? P _Nadd the cross-sectional area of the UAV 6. supercharging activated trigger device 12 and the high pressure gas from a source 11 of high pressure gas through the device 14 Neighboring flow enters the front portion 13 of stem cavity 10 of the container with a detachable UAV 6. Thus on each detachable UAV 6 acts sum of the forces F _{T OL,} F and F _Nadd _vortices, which determines an increase in the acceleration of the UAV 6 during its movement along the axis of stem container 10, therefore, and an additional reduction in the exit time of each UAV 6 from the corresponding barrel container 10. After separation of the UAV group 6, the multi-position launcher 1 is rotated around axis 8 by an angle minus α _POV (per hour) arrow) by the rotation mechanism 7 in the retracted position and its fixation by the latch 9. Depending on the required number of detachable UAVs in the group 6, one or two rotation mechanisms 7 can be activated and UAV 6 can be separated from one or two multi-position launchers 1.

Claims

1. A device for separating a group of unmanned aerial vehicles from a carrier aircraft, comprising a multi-position launch device located in the cargo compartment of the carrier aircraft, made in the fuselage, from its lower part, and provided with a rotary fairing, while the multi-position launch device is equipped with fasteners for each unmanned aerial vehicles, made with the possibility of their release, and made with the possibility of extension of unmanned aerial vehicles from the cargo compartment, characterized in that the multi-position launcher is arranged to be rotated by a rotation mechanism around an axis perpendicular to the longitudinal plane of symmetry of the carrier aircraft installed in the fuselage of the carrier aircraft, in the region of the front lower part of the multi-position launcher, and provided with guides for moving and installing unmanned aerial vehicles from the rear, the rotary fairing of the cargo compartment is attached to the lower part of the multi-position launcher, and the call compartment is equipped with a multiple-action lock of the retracted position of the multi-position launcher.

2. The device according to claim 1, characterized in that the guides of the multi-position starting device are made in the form of barrel containers with hermetic walls, each barrel container being equipped with a pressurization system containing a high-pressure gas source, equipped with a starting device and communicated with the front of the barrel cavity container through a gas flow limiting device.

3. The device according to p. 1 or 2, characterized in that it is equipped with repulsion devices for each unmanned aerial vehicle.