УСТРОЙСТВО ДЛЯ ПОДАЧИ ОХЛАЖДАЮЩЕГО ГАЗА

Изобретение относится к авиационному оборудованию, в частности к средствам обеспечения работоспособности комплексов управляемого вооружения с использованием ракет с тепловыми головками самонаведения, требующих охлаждения в процессе подготовки к работе, и может быть использовано в летательных аппаратах, в частности в вертолетах.

Известно устройство для подачи азота в составе модульного пускового устройства (патент US 4660456, F41F 3/06, F41F 3/00, опубл. 28.04.1987 г.), которое состоит из баллона с азотом, снабженного регулятором и размещенного в основном модуле корпуса пускового устройства, а также связанного трубопроводом с ракетой, которая пристыкована снизу. Предусмотрен передний обтекатель с заглушками для неиспользованного азота на случай установки ракет, не требующих охлаждения. Доступ к баллону осуществляется через задний модуль.

Однако данное устройство предназначено для применения с ракетами большого удлинения в пусковых устройствах на самолетах.

Известно устройство для охлаждения тепловых головок самонаведения в составе системы для автоматизированного запуска с носителя (в т.ч. вертолета) ракет переносного зенитного ракетного комплекса типа «ИГЛА» (патент RU 2206041, F41F 3/00, опубл. 10.06.2003), в котором каждый пусковой модуль имеет газовую магистраль подачи охлаждающего газа от баллона через подводящий штуцер к головке самонаведения ракеты; при этом все пусковые модули снабжены приемными устройствами для стыковки с наземными блоками электрогазового питания, а каждое приемное устройство выполнено в виде гнезда, к которому присоединена газовая магистраль и электроразъем для подключения цепей питания и управления наземными блоками.

Недостатком данного устройства является его непродолжительное время работы, т.к. наземные источники питания имеют небольшой объем. В случае начала использования ракеты в режиме прицеливания, при котором не произошло пуска, газ из наземного источника питания расходуется, а дальнейшая работа с ракетой становится невозможной. В процессе обучения экипажа, при котором происходит многократное прицеливание в цель без непосредственного схода ракет, могут потребоваться большие затраты на закупку наземных источников питания.

Известна пневмосистема в составе авиационного пускового устройства, наиболее близкая к заявляемому техническому решению (патент RU 2259306, F41F 3/06, опубл. 27.08.2005 г.), включающая баллон с азотом для охлаждения головки самонаведения ракеты, трубопровод, пневморазъем стыковки пускового устройства с пневморазъемом ракеты, причем баллон с азотом, размещенный на нижнем уровне корпуса пускового устройства, снабжен электроклапаном, от которого с помощью трубопровода осуществляется подача азота по времени через пневморазъем в ракету. В пневмосистему введен переключатель цепи подачи азота, связанный по линии передачи электрических сигналов на включение и выключение цепи непосредственно с пультом кабины летчика.

Недостатком данного устройства является отсутствие универсальности, т.к. оно применяется в пусковых устройствах с ракетами большого удлинения на самолетах, что в условиях использования на вертолете может негативно повлиять на его летно-тактические характеристики.

Целями предлагаемого технического решения являются создание универсального и надежного устройства подачи охлаждающего газа к ракете, не оказывающего негативного влияния на летно-тактические характеристики вертолета, а также улучшение эксплуатационных характеристик пускового устройства в целом, а именно увеличение времени работы в режиме поиска цели как при боевом применении, так и во время тренировочных полетов.

Технический результат достигается благодаря тому, что в устройстве для подачи охлаждающего газа, содержащем баллон с газом, снабженный клапаном и трубопроводом подачи газа к головке самонаведения ракеты, а также органы управления подачей газа, в соответствии с заявляемым изобретением баллон размещен в полости балки, которая закреплена на отдельной точке подвески и развернута назад по полету, при этом выходной клапан баллона соединен трубопроводом с входным клапаном приемника газа пускового устройства, кроме того, внизу балки установлен короб с расположенным внутри блоком коммутации сигналов, также на коробе одним концом закреплен кронштейн, второй конец которого зафиксирован на нижней части пускового устройства, а к кронштейну присоединен трубопровод. Кроме того, газом, содержащимся в баллоне, является азот.

Расположение балки с баллоном развернутой назад по полету и закрепленной отдельно от пускового устройства, а также наличие кронштейна для поддержки трубопровода повышают надежность устройства в части уменьшения вероятности отказов, т.к. подача охлаждающего газа осуществляется по минимальному расстоянию, а также делает устройство универсальным в связи с возможностью простой замены одного пускового устройства на другое с целью применения ракет с различными массогабаритными характеристиками. В процессе применения устройства для подачи охлаждающего газа отсутствует негативное влияние на летно-тактические характеристики вертолета, а также улучшаются эксплуатационные характеристики пускового устройства в целом за счет применения одного баллона с газом для всех установленных ракет с возможностью его неоднократного повторного заполнения.

Конструкция устройства для подачи охлаждающего газа поясняется чертежами, где изображены:

на фиг. 1 - устройство для подачи охлаждающего газа, баллон, вид сбоку,

на фиг. 2 - пусковое устройство и силовая балка, общий вид, спереди,

на фиг. 3 - пусковое устройство, общий вид, сбоку,

на фиг. 4 - вид A фиг. 3,

на фиг. 5 - вид Б фиг. 2.

Устройство для подачи охлаждающего газа (фиг. 1) содержит баллон 1 с газом, например азотом, снабженный выходным клапаном 2, который соединен трубопроводом 3 подачи газа с входным клапаном 4 приемника газа пускового устройства 5 с ракетами (фиг. 2, 3).

Баллон 1 размещен в полости дополнительной силовой балки 6, которая закреплена на соседней с пусковым устройством 5 точке подвески и развернута назад по полету. При подобном расположении балки 6 выходной клапан 2 баллона 1 находится на минимально возможном расстоянии от входного клапана 4. При этом трубопровод 3 имеет минимальную длину и подача газа осуществляется по кратчайшему расстоянию. Также это позволяет разместить подвесные агрегаты (пусковое устройство 5 и балку 6) таким образом, чтобы они не выходили за габариты проекции крыла с целью сохранения маневренности вертолета.

Внизу силовой балки 6 установлен сварной короб 7 (фиг. 2, 3) с расположенным внутри блоком 8 коммутации сигналов (согласующее устройство) (фиг. 4, 5), связанным с пультом органов управления в кабине пилота. Для защиты трубопровода 3 от провисания и повреждения в полете предусмотрен поддерживающий металлический кронштейн 9 (фиг. 2), который одним концом закреплен на коробе 7, а другим концом зафиксирован на нижней части пускового устройства 5. Трубопровод 3 присоединен к кронштейну 9, например, при помощи мягкой стяжки 10 (фиг. 3).

Устройство для подачи охлаждающего газа работает следующим образом.

При выборе применения ракеты с тепловой головкой самонаведения пилот с помощью пульта органов управления подает команду на подачу охлаждающего газа. Сигнал проходит через блок 8 коммутации сигналов и поступает на клапан 2 (фиг. 1), после чего происходит подача газа из баллона 1 по трубопроводу 3 через входной клапан 4 в приемник газа пускового устройства 5 к головкам самонаведения ракет (фиг. 2). По завершению тренировочных или боевых полетов пилот подает команду на прекращение подачи газа, в результате чего закрывается клапан 2.

Для повторной заправки баллон 1 вынимают из полости балки 6.

В случае необходимости замены авиационного пускового устройства 5 с целью применения ракет с другими массогабаритными характеристиками устройство для подачи охлаждающего газа может быть легко демонтировано. Для этого отсоединяют концы трубопровода 3 и кронштейна 9 от точек крепления на пусковом устройстве 5.

После монтажа на соответствующие точки подвески вертолета другого пускового устройства 5 универсальное устройство для подачи охлаждающего газа может быть присоединено в обратном порядке.