РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ, ПАТЕНТАМ И ТОВАРНЫМ ЗНАКАМ |
(19)
RU
(11)
2 242 404
(13)
C2 | |||||
| ||||||
| Статус: | прекратил действие, но может быть восстановлен (последнее изменение статуса: 15.12.2021) |
| Пошлина: | учтена за 18 год с 22.01.2020 по 21.01.2021. Срок подачи ходатайства о восстановлении срока действия патента до 21.07.2024. |
|
(21)(22) Заявка: 2003101373/11, 21.01.2003 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: (43) Дата публикации заявки: 27.07.2004 Бюл. № 21 (45) Опубликовано: 20.12.2004 Бюл. № 35 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: Оружие и технологии России. Энциклопедия XXI век. T.1. - М.: Издательский дом “Оружие и технологии”, 2000, с. 229 и 231. US 3520502 А, 14.07.1970. US 5906336 А, 25.05.1999. Адрес для переписки: |
(72) Автор(ы): (73) Патентообладатель(и): |
(54) АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС (ВАРИАНТЫ)
(57) Реферат:
Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов. Комплекс состоит из самолета-носителя, на узле внешней подвески которого размещен отделяемый беспилотный летательный аппарат, в полости корпуса которого расположен маршевый двигатель с возможностью его выдвижения в рабочее положение за обводы корпуса. Топливные системы самолета-носителя и беспилотного летательного аппарата соединены между собой линией сообщения с разъемным соединителем, до и после которого установлены перекрывные клапаны. Топливная система беспилотного летательного аппарата на входе линии сообщения содержит дополнительный обжатый эластичный топливный бак, размещенный в полости корпуса с возможностью раскладки в месте расположения выдвигаемого двигателя, и систему выработки топлива из эластичного топливного бака. Технический результат - увеличение дальности автономного полета. 2 с. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к топливным системам летательных аппаратов (ЛА), а именно к топливным системам беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), отделяемых от самолета-носителя. Данное техническое решение касается также заправки топливом в полете.
Известен авиационный комплекс (Оружие и технологии России. Энциклопедия XXI век. Том 1, стр. 234. М.: Оружие и технологии, 2000 г.; дополнительная информация о возможности выдвижения двигателя крылатой ракеты Х-55, виртуальный авиационный справочник http:www/airwar/m/weapon/kr/x55/html, 2001 г.), состоящий из самолета-носителя, на узле внешней подвески которого размещен отделяемый беспилотный летательный аппарат, в полости корпуса которого расположен маршевый двигатель с возможностью его выдвижения в рабочее положение за обводы корпуса.
Известен вариант авиационного комплекса (Оружие и технологии России. Энциклопедия XXI век. Том 1, стр. 229, 231. М.: Оружие и технологии, 2000 г.), состоящий из самолета-носителя, в грузовом отсеке которого на вращающемся барабане многопозиционной пусковой установки размещены отделяемые беспилотные летательные аппараты, в полости корпуса каждого из которых расположен маршевый двигатель с возможностью его выдвижения в рабочее положение за обводы корпуса.
Все данные существенные технические признаки присутствуют и в вариантах предлагаемого технического решения.
Особенностью конструктивного выполнения известных устройств является то, что в полости корпуса БПЛА после выдвижения двигателя остается свободное неиспользуемое пространство, которое может быть использовано для размещения дополнительного объема топлива.
Предлагаемыми вариантами решается задача использования под дополнительный топливный бак свободного пространства в полости корпуса БПЛА после выдвижения маршевого двигателя.
Для реализации названного технического результата в первом варианте авиационного комплекса, состоящего из самолета-носителя, на узле внешней подвески которого размещен отделяемый беспилотный летательный аппарат, в полости корпуса которого расположен маршевый двигатель с возможностью его выдвижения в рабочее положение за обводы корпуса, топливные системы самолета-носителя и беспилотного летательного аппарата соединены между собой линией сообщения, содержащей разъемный соединитель, до и после которого установлены перекрывные клапаны, а топливная система беспилотного летательного аппарата на входе линии сообщения содержит дополнительный обжатый эластичный топливный бак, размещенный в полости корпуса с возможностью раскладки в месте расположения выдвигаемого двигателя, и систему выработки топлива из эластичного топливного бака.
Для реализации названного технического результата во втором варианте авиационного комплекса, состоящего из самолета-носителя, в грузовом отсеке которого на вращающемся барабане многопозиционной пусковой установки размещены отделяемые беспилотные летательные аппараты, в полости корпуса каждого из которых в транспортировочном положении расположен маршевый двигатель с возможностью его выдвижения в рабочее положение за обводы корпуса, топливные системы самолета-носителя и каждого беспилотного летательного аппарата соединены между собой линиями сообщения, содержащими разъемные соединители, до и после которых установлены перекрывные клапаны, топливная система каждого беспилотного летательного аппарата на входе линии сообщения содержит дополнительный обжатый эластичный топливный бак, размещенный в полости корпуса с возможностью раскладки в месте расположения выдвигаемого двигателя, и систему выработки топлива из эластичного топливного бака, при этом линии сообщения топливной системы каждого беспилотного летательного аппарата с топливной системой самолета-носителя имеют общий участок между многопозиционной пусковой установкой и топливной системой самолета-носителя, снабженный узлом вращения.
Кроме того, в обоих вариантах для обеспечения заправки топливом эластичного бака из бака самолета-носителя без отбора мощности из топливной системы самолета-носителя и минимального влияния на параметры топливной системы самолета-носителя линия сообщения топливных систем самолета-носителя и беспилотного летательного аппарата может быть снабжена топливным насосом.
Кроме того, во втором варианте:
- для обеспечения простоты сборки и монтажа при минимальном наружном диаметре узел вращения на общем участке линий сообщения топливной системы каждого беспилотного летательного аппарата с топливной системой самолета-носителя может быть выполнен в виде телескопического соединения с уплотнительным сальником;
- для повышения степени герметичности узел вращения на общем участке линий сообщения топливной системы каждого беспилотного летательного аппарата с топливной системой самолета-носителя может быть выполнен в виде гибкого спирально изогнутого трубопровода.
Кроме того, в обоих вариантах известных устройств:
- для обеспечения выработки топлива из эластичного топливного бака в автономном полете БПЛА система выработки топлива из эластичного топливного бака может быть выполнена в виде линии сообщения эластичного топливного бака с топливной системой БПЛА, содержащей топливный насос, или может быть выполнена в виде линий сообщения обжатого эластичного топливного бака в верхней и нижней части с соответствующими частями полости топливного бака БПЛА или линий сообщения обжатого эластичного топливного бака с источником сжатого газа БПЛА, содержащей перекрывной клапан, и с топливной системой БПЛА;
- для повышения степени герметичности основного топливного бака БПЛА при хранении и в автономном полете, после выработки топлива из эластичного бака, каждая линия сообщения обжатого эластичного бака с топливной системой БПЛА может быть снабжена перекрывным клапаном;
- для обеспечения выдвижения двигателя летательного аппарата давлением топлива обжатый эластичный топливный бак при его заправке может являться приводом механизма выдвижения маршевого двигателя БПЛА;
- для уменьшения вероятности повреждения эластичного топливного бака при монтаже, заправке топливом или опорожнении, транспортировке БПЛА и увеличения его запаса прочности обжатый эластичный топливный бак беспилотного летательного аппарата может быть размещен внутри защитного эластичного чехла, объем и форма поверхностей которого соответствует объему и форме поверхностей эластичного топливного бака в заправленном состоянии.
Отличительными признаками предлагаемого первого и второго вариантов авиационного комплекса являются:
- соединение между собой топливных систем самолета-носителя и БПЛА линией сообщения, содержащей разъемный соединитель;
- наличие перекрывных клапанов в линии сообщения топливных систем самолета-носителя и БПЛА, установленных до и после разъемного соединителя;
- наличие в топливной системе беспилотного летательного аппарата на входе линии сообщения дополнительного обжатого эластичного топливного бака, размещенного в полости корпуса с возможностью раскладки в месте расположения выдвигаемого двигателя, и системы выработки топлива из эластичного топливного бака;
- наличие топливного насоса в линии сообщения топливных систем самолета-носителя и БПЛА.
Кроме того, дополнительно, во втором варианте устройства отличительными признаками являются:
- наличие общего участка в линиях сообщения топливной системы каждого беспилотного летательного аппарата с топливной системой самолета-носителя, который расположен между многопозиционной пусковой установкой и топливной системой самолета-носителя и снабжен узлом вращения;
- выполнение узла вращения на общем участке линий сообщения в виде телескопического соединения с уплотнительным сальником;
- выполнение узла вращения на общем участке линий сообщения в виде гибкого спирально изогнутого трубопровода.
Кроме того, дополнительно, отличительными признаками предлагаемых вариантов устройств являются:
- выполнение системы выработки топлива из эластичного топливного бака в виде линии сообщения обжатого эластичного топливного бака с топливной системой беспилотного летательного аппарата, содержащей топливный насос;
- выполнение системы выработки топлива из эластичного топливного бака в виде линий сообщения обжатого эластичного топливного бака в верхней и нижней части с соответствующими частями топливного бака БПЛА;
- выполнение системы выработки топлива из эластичного топливного бака в виде линий сообщения обжатого эластичного топливного бака с источником сжатого газа БПЛА через перекрывной клапан и с его топливной системой;
- снабжение каждой линии сообщения обжатого эластичного топливного бака с топливной системой БПЛА перекрывным клапаном;
- использование обжатого эластичного топливного бака при его заправке в качестве привода механизма выдвижения маршевого двигателя БПЛА;
- размещение обжатого эластичного топливного бака БПЛА внутри защитного эластичного чехла, объем и форма поверхностей которого соответствуют объему и форме поверхностей эластичного топливного бака в заправленном состоянии.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) при использовании любого из предлагаемых устройств достигается следующий технический результат - увеличивается максимальная дальность автономного полета БПЛА, а также за счет дополнительных признаков:
- обеспечивается заправка топливом эластичного бака из топливной системы самолета-носителя с минимальным влиянием на ее параметры,
- обеспечивается управление расходом при выработке топлива из эластичного топливного бака в автономном полете БПЛА, а также простота конструкции системы выработки топлива из эластичного топливного бака;
- обеспечивается повышение степени герметичности топливной системы БПЛА с эластичным баком при хранении и в автономном полете БПЛА, после выработки топлива из эластичного бака;
- обеспечивается выдвижение двигателя БПЛА эластичным баком при заправке в него топлива;
- уменьшается вероятность случайного повреждения эластичного топливного бака при монтаже, транспортировке БПЛА, заправке топливом или опорожнении.
Кроме того, во втором варианте предлагаемого устройства для узла вращения в линии заправки эластичных емкостей обеспечивается:
- простота сборки и монтажа;
- минимальный его наружный диаметр;
- повышенная герметичность.
В результате поиска по источникам патентной и научно-технической информации совокупность признаков, характеризующая предлагаемые варианты авиационного комплекса с дополнительным обжатым эластичным топливным баком, размещенным в полости корпуса БПЛА с маршевым двигателем, не обнаружена. Таким образом, предлагаемое изобретение соответствует критерию охраноспособности "новое".
На основании сравнительного анализа предложенного технического решения с известным уровнем техники по источникам научно-технической и патентной литературы можно утверждать, что между совокупностью признаков, в том числе и отличительных, и выполняемых ими функций и достигаемых целей существует неочевидная причинно-следственная связь. На основании выше изложенного можно сделать вывод о том, что техническое решение не следует явным образом из уровня техники и, следовательно, соответствует критерию охраноспособности "изобретательский уровень".
Предложенное техническое решение может найти применение для создания авиационных комплексов с увеличенной дальностью полета БПЛА. Таким образом, предлагаемое изобретение соответствует критерию охраноспособности "промышленно применимо".
Варианты предлагаемых устройств поясняются фиг.1-9.
На фиг.1 представлен вид авиационного комплекса спереди, поясняющий устройство по п.1 формулы изобретения.
На фиг.2 представлен поперечный разрез фюзеляжа самолета-носителя авиационного комплекса, поясняющий устройство по п.2 формулы изобретения.
На фиг.3 представлен вид сбоку авиационного комплекса в районе грузового отсека самолета-носителя (вид В, фиг.2) при снятой обечайке фюзеляжа самолета-носителя, поясняющий работу устройства по пунктам 2 и 3 формулы изобретения.
На фиг 4 представлены варианты исполнения узла вращения на топливной магистрали устройства по пунктам 4 и 5 формулы изобретения (место С фиг.3).
На фиг.5 представлено продольное сечение корпуса беспилотного летательного аппарата в районе расположения его полости с маршевым двигателем (сечение А-А, фиг.1 и 2), поясняющее устройство по пунктам 1-3 и 6-11 формулы изобретения.
На фиг.6 представлено сечение А-А фиг.1 и 2 при выдвинутом положении маршевого двигателя БПЛА и заправленном топливном эластичном баке.
На фиг.7 представлено поперечное сечение корпуса беспилотного летательного аппарата в районе расположения его полости с маршевым двигателем (сечение Д-Д, фиг.5); на фиг.8 представлено поперечное сечение корпуса беспилотного летательного аппарата его полости при выдвинутом маршевом двигателе (сечение Е-Е, фиг.6), которые дополнительно поясняют работу устройства по пунктам 1-3 и 6-11 формулы изобретения.
На фиг.9 представлена принципиальная схема топливной системы авиационного комплекса, поясняющая работу предлагаемых устройств по пунктам 1-11 формулы изобретения.
Представленные на фиг.1-9 устройства содержат самолет-носитель 1, на узле внешней подвески которого 2 (фиг.1) и в грузовом отсеке 3 (фиг.2) на вращающемся барабане 4 (фиг.3) многопозиционной пусковой установки 5 размещены отделяемые БПЛА 6, в полости 7 корпуса 8 (фиг.5) которых размещен маршевый двигатель 9 с пилоном 10, а также механизм 11 выдвижения двигателя 9 в рабочее положение за обводы корпуса 8 (фиг.6). Механизм выдвижения 11 выполнен в виде рычажного параллелограмма и снабжен синхротягой 12, приводом 13, а также фиксаторами внутреннего 14 и внешнего 15 положений двигателя 9; эластичный топливный бак 16 для наилучшего заполнения объема полости 7 после выдвижения двигателя 9 состоит из двух частей 17 и 18, сообщенных между собой через фланцы 20 и 21 переливным каналом 19; эластичный топливный бак 16 топливной системы БПЛА 6 сообщен линией 22 с топливной системой 23 самолета-носителя 1; линия 22 сообщения с топливной системой 23 самолета-носителя 1 имеет разъемный соединитель 24, установленный на внешнем узле подвески 2 или на барабане 4; до и после соединителя 24 в линии 22 установлены перекрывные клапаны 25; система выработки топлива из эластичного топливного бака 16 может быть выполнена в виде линии 26 сообщения с топливным баком 27 топливной системы БПЛА 6, содержащей топливный насос 28, или в виде линий 29 и 26 сообщения обжатого эластичного топливного бака 16 в верхней и нижней части с соответствующими частями топливного бака 27 топливной системы БПЛА 6, либо в виде линии 30 сообщения бака 16 с источником сжатого газа, например, компрессором маршевого двигателя 9 через перекрывной клапан 31 и линии 26 сообщения бака 16 с топливной системой БПЛА 6 - топливным баком 27. При размещении БПЛА 6 на барабане 4 многопозиционной пусковой установки 5 линии 22 сообщения каждого эластичного топливного бака 16 соответствующего БПЛА 6 имеют общий участок 32 (фиг.3) между многопозиционной пусковой установкой 5 и топливной системой 23 самолета-носителя 1, снабженный узлом вращения 33.
Узел вращения 33 может быть выполнен в виде телескопического соединения 34 (фиг.4) с уплотнительным сальником 35 либо в виде гибкого спирально изогнутого трубопровода 36.
Каждая линия сообщения 26 и 29 обжатого эластичного топливного бака 16 с топливным баком 27 топливной системы БПЛА 6 может быть снабжена перекрывным клапаном 37.
Обжатый эластичный топливный бак 16 может являться приводом механизма 11 выдвижения двигателя 9 БПЛА 6 за обводы корпуса 8 в рабочее положение, передавая через стенки эластичного топливного бака при заправке давление топлива на элементы конструкции маршевого двигателя 9.
Обжатый эластичный топливный бак 16 может быть размещен внутри защитного эластичного чехла 38.
Линия 22 (фиг.1, 9) или ее участок 32 (фиг.3-5) сообщения топливной системы БПЛА 6 - обжатого эластичного топливного бака 16 с топливной системой 23 самолета-носителя 1 может быть снабжена топливным насосом 39.
Топливо из топливной системы БПЛА 6 - топливного бака 27 подается в маршевый двигатель по линии 40.
Устройство по п.1 формулы изобретения работает следующим образом. Перед отделением БПЛА 6 с узла 2 (фиг.1) внешней подвески самолета-носителя 1 расфиксируется убранное положение двигателя 9 выдергиванием фиксатора 14 и проводится выпуск двигателя 9 (фиг.5 и 6) задействованием привода 13, который приводит в движение механизм 11. Синхронность в работе рычагов механизма 11 обеспечивается синхротягой 12. Выдвижение двигателя заканчивается после срабатывания фиксатора 15 внешнего положения двигателя 9.
После выдвижения двигателя 9 в рабочее положение за обводы корпуса 8 открываются перекрывные клапаны 25 в линии 22 сообщения топливной системы БПЛА 6 - эластичного топливного бака 16 с топливной системой 23 самолета-носителя 1 в случае, если они автоматически не открываются механическим воздействием при подстыковке БПЛА 6 к самолету-носителю 1, и под действием гидростатического перепада давления в топливной системе 23 самолета-носителя 1 по отношению к обжатому эластичному топливному баку 16, расположенному ниже уровня топлива в топливной системе 23, топливо из топливной системы 23 по линии сообщения 22 поступает в обжатый топливный бак 16, который расправляется и занимает после завершения заправки объем в полости 7 корпуса 8 БПЛА 6, освободившийся после выдвижения маршевого двигателя 9. Время заправки эластичного топливного бака 16 может быть уменьшено при наличии в топливной системе 23 самолета-носителя 1 средств поддавливания топлива (насоса или системы наддува топливного бака самолета-носителя 1).
После завершения заправки эластичного топливного бака закрываются перекрывные клапаны 25 и осуществляется отделение БПЛА 6 и запуск маршевого двигателя 9 (возможно и совмещение этих операций) При отделении БПЛА 6 разобщение топливных систем самолета-носителя 1 и БПЛА 6 обеспечивается расстыковкой разъемного соединителя 24 на линии 22. В автономном полете БПЛА 6 задействуется система выработки топлива из эластичного топливного бака 16 и топливо по магистрали 26 перетекает из эластичного топливного бака 16 в топливную систему БПЛА 6 - топливный бак 27, из которого по магистрали 40 поступает в маршевый двигатель 9, обеспечивая увеличение максимальной дальности полета БПЛА 6.
Устройство по п.2 формулы изобретения работает следующим образом (см. фиг.2 и 3). Задействуется вращение барабана 4 многопозиционной пусковой установки 5 в грузовом отсеке 3 самолета-носителя 1 таким образом, чтобы предназначенный для отделения БПЛА 6 располагался в нижней части напротив люка грузового отсека 3.
Вращение барабана 4 с сохранением возможности сообщения обжатого эластичного топливного бака 16 с топливной системой 23 самолета-носителя 1 обеспечивается благодаря наличию узла вращения 33, расположенного на общем участке 32 магистралей 22 каждого БПЛА 6 (фиг.2). Узел вращения 33 обеспечивает поворот неподвижной относительно барабана 4 части общего участка 32 по отношению к остальной части участка 32 и самолету-носителю 1.
Далее открываются створки люка грузового отсека 3 самолета-носителя 1.
Дальнейшая работа устройства по отделению БПЛА 6, расположенного напротив люка самолета-носителя 1 совпадает с работой устройства по п.1 формулы изобретения.
После отделения БПЛА 6 повторно задействуется вращение барабана 4 по часовой или против часовой стрелки и напротив люка грузового отсека 3 устанавливается следующий БПЛА 6, предназначенный для отделения, и повторяется работа устройства аналогично устройству по пункту 1 формулы изобретения.
Устройство по п.3 формулы изобретения работает аналогично устройству по пп.1 или 2, при этом снабжение линии 22 (фиг.1, 9) или ее участка 32 (фиг.3-5) сообщения эластичного топливного бака 16 с топливной системой 23 самолета-носителя 1 топливным насосом 39, который задействуется при заправке эластичного топливного бака 16, обеспечивает заправку топливом за счет мощности насоса 39, без отбора мощности в топливной системе 23 самолета-носителя 1, и поэтому оказывает минимальное влияние на параметры топливной системы 23 самолета-носителя 1.
Устройство по п.4 формулы изобретения работает аналогично устройству по п.2, кроме того, конкретное исполнение узла вращения 33 (фиг.3, 4) на общем участке 32 магистрали сообщения обжатых эластичных топливных баков 16 с топливной системой 23 самолета-носителя 1 в виде телескопического соединения 34 обеспечивает простоту сборки телескопического соединения 34 путем простого поступательного движения концевой подвижной части общего участка 32 в охватывающий цилиндрический корпус телескопического соединения 34. Находящийся в щелевом кольцевом зазоре телескопического соединения сальник 35 предотвращает утечки топлива по зазору. Предлагаемая конструкция обеспечивает возможность получения минимального наружного диаметра узла вращения в виде телескопического соединения 34, который определяется из условия "схватывания" тонкостенным корпусом соединения 34 концевой подвижной части общего участка 32 с минимальным технологическим кольцевым зазором, обеспечивается возможность вращения подвижной части участка 32 магистрали сообщения 22.
Устройство по п.5 формулы изобретения работает аналогично устройству по п.2, при этом узел вращения 33 (фиг.3 и 4), выполненный в виде гибкого спирально изогнутого трубопровода 36, не содержит разъемного соединения, при этом обеспечивается возможность вращения неподвижной относительно барабана многопозиционной пусковой установки 5 части общего участка 32 магистрали 22 сообщения эластичных топливных баков 16 с топливной системой 23 самолета-носителя 1 и повышенная герметичность узла вращения по сравнению с предыдущим вариантом устройства.
Устройство по п.6 формулы изобретения работает аналогично устройству по любому из пунктов 1-5, при этом выполнение системы выработки топлива из эластичного топливного бака 16 в виде линии 26, содержащей топливный насос 28, позволит, после включения насоса 28, перекачать топливо в топливный бак 27, а также управлять временем перекачки, изменяя производительность насоса 28. В процессе перекачки топлива эластичный топливный бак 16 воспринимает снаружи атмосферное давление, обжимается, уменьшая внутренний объем.
Устройство по п.7 формулы изобретения работает аналогично устройству по любому из пунктов 1-5, при этом выработка топлива из эластичного топливного бака 16 по линии сообщения 26 в топливный бак 27 топливной системы БПЛА 6 происходит за счет гидростатического перепада давления при снижении уровня топлива в баке 27 топливной системы БПЛА 6, поскольку при выполнении системы выработки топлива из эластичного топливного бака 16 в виде линий 29 и 26 сообщения эластичного топливного бака 16 в верхней и нижней части с соответствующими частями топливного бака 27, оба топливных бака 16 и 27 становятся сообщающимися сосудами.
Устройство по п.8 формулы изобретения работает аналогично устройству по любому из пунктов 1-5, при этом выполнение системы выработки топлива из эластичного топливного бака 16 в виде линии 30, сообщенной через перекрывной клапан 31 (фиг.5 и 9) с источником сжатого газа БПЛА 6, например, компрессором маршевого двигателя 9, и линии 26 сообщения эластичного топливного бака 16 с топливной системой БПЛА 6, ее топливным баком 27, обеспечит передавливание топлива из дополнительного эластичного топливного бака 16 в автономном полете БПЛА 6 в топливный бак 27 давлением сжатого газа от источника БПЛА 6. Перекрывной клапан 31 при заправке обжатого эластичного топливного бака 16 находится в закрытом положении и открывается в необходимое время в автономном полете БПЛА 6 для передавливания топлива из бака 16 по линии 26.
Устройство по п.9 формулы изобретения работает аналогично устройству по любому из пунктов 1-8, при этом, дополнительно, наличие перекрывных клапанов 37 (фиг.5 и 9) на линиях сообщения 26 и 29 эластичного топливного бака 16 с топливной системой БПЛА 6 - баком 27 позволит путем закрытия перекрывных клапанов 37 исключить попадание топлива в полость обжатого эластичного топливного бака 16 при заправке топливного бака 27 БПЛА 6, что повысит герметичность топливного бака 27 и уменьшит нагрузки на эластичный бак 16 при транспортировке БПЛА 6 за счет предотвращения попадания в бак 16 топлива, и связанное с этим увеличением его массы, а также за счет исключения динамических нагрузок, связанных с перемещением попавшей в полость обжатого эластичного бака 16 части топлива.
Устройство по п.10 формулы изобретения работает аналогично устройству по любому из пунктов 1-9, при этом, после освобождения фиксатора 14 (фиг.5 и 6) внутреннего положения двигателя 9 и открытия перекрывных клапанов 25 в магистрали сообщения 22 топливо избыточного давления поступает в полость эластичного топливного бака 16. Избыточное давление топлива в полости эластичного топливного бака 16 через его стенки передается на элементы конструкции двигателя 9, обеспечивая передачу усилия для привода в действие механизма 11 и выдвижения двигателя 9 в рабочее положение за обводы корпуса 8 БПЛА 6, при этом эластичный топливный бак 16 в процессе его заправки будет выполнять роль привода механизма 11 до момента задействования фиксатора 15 внешнего положения двигателя 9.
Устройство по п.11 формулы изобретения работает аналогично устройству по любому из пунктов 1-10, при этом в процессе транспортирования БПЛА 6, а также при монтаже, заправке эластичного топливного бака 16 и выработке из него топлива наружная поверхность эластичного топливного бака 16 опирается на внутреннюю поверхность защитного чехла 38 (фиг.9), что исключает контакт стенок эластичного топливного бака 16 с элементами конструкции БПЛА 6, размещенными в полости 7 корпуса 8 (фиг.5), и за счет этого уменьшает вероятность повреждения стенок эластичного топливного бака 16. Кроме того, в процессе заправки топливом эластичный топливный бак 16 под действием избыточного давления топлива расправляется до максимального объема при полной заправке, при этом, благодаря соответствию объема и формы поверхностей защитного эластичного чехла 38 (фиг.9) объему и форме поверхностей эластичного топливного бака 16 в заправленном состоянии, стенки эластичного бака 16 и эластичного защитного чехла 38 воспринимают избыточное давление топлива совместно, что и обеспечивает увеличение запаса прочности эластичного бака 16.
Формула изобретения
1. Авиационный комплекс, состоящий из самолета-носителя, на узле внешней подвески которого размещен отделяемый беспилотный летательный аппарат, в полости корпуса которого расположен маршевый двигатель с возможностью его выдвижения в рабочее положение за обводы корпуса, отличающийся тем, что топливные системы самолета-носителя и беспилотного летательного аппарата соединены между собой линией сообщения, содержащей разъемный соединитель, до и после которого установлены перекрывные клапаны, а топливная система беспилотного летательного аппарата на входе линии сообщения содержит дополнительный обжатый эластичный топливный бак, размещенный в полости корпуса с возможностью раскладки в месте расположения выдвигаемого двигателя, и систему выработки топлива из эластичного топливного бака.
2. Авиационный комплекс, состоящий из самолета-носителя, в грузовом отсеке которого на вращающемся барабане многопозиционной пусковой установки размещены отделяемые беспилотные летательные аппараты, в полости корпуса каждого из которых в транспортировочном положении расположен маршевый двигатель с возможностью его выдвижения в рабочее положение за обводы корпуса, отличающийся тем, что топливные системы самолета-носителя и каждого беспилотного летательного аппарата соединены между собой линиями сообщения, содержащими разъемные соединители, до и после которых установлены перекрывные клапаны, топливная система каждого беспилотного летательного аппарата на входе линии сообщения содержит дополнительный обжатый эластичный топливный бак, размещенный в полости корпуса с возможностью раскладки в месте расположения выдвигаемого двигателя, и систему выработки топлива из эластичного топливного бака, при этом линии сообщения топливной системы каждого беспилотного летательного аппарата с топливной системой самолета-носителя имеют общий участок между многопозиционной пусковой установкой и топливной системой самолета-носителя, снабженный узлом вращения.
3. Авиационный комплекс по п.1 или 2, отличающийся тем, что линия сообщения топливных систем самолета-носителя и беспилотного летательного аппарата снабжена топливным насосом.
4. Авиационный комплекс по п.2, отличающийся тем, что узел вращения на общем участке линий сообщения топливной системы каждого беспилотного летательного аппарата с топливной системой самолета-носителя выполнен в виде телескопического соединения с уплотнительным сальником.
5. Авиационный комплекс по п.2, отличающийся тем, что узел вращения на общем участке линий сообщения топливной системы каждого беспилотного летательного аппарата с топливной системой самолета-носителя выполнен в виде гибкого спирально изогнутого трубопровода.
6. Авиационный комплекс по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что система выработки топлива из эластичного топливного бака выполнена в виде линии сообщения обжатого эластичного топливного бака с топливной системой беспилотного летательного аппарата, содержащей топливный насос.
7. Авиационный комплекс по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что система выработки топлива из обжатого эластичного топливного бака выполнена в виде линий сообщения обжатого эластичного топливного бака в верхней и нижней частях с соответствующими частями топливного бака беспилотного летательного аппарата.
8. Авиационный комплекс по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что система выработки топлива из эластичного топливного бака выполнена в виде линий сообщения обжатого эластичного топливного бака с источником сжатого газа беспилотного летательного аппарата, содержащих перекрывной клапан, и с топливной системой беспилотного летательного аппарата.
9. Авиационный комплекс по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что каждая линия сообщения обжатого эластичного топливного бака с топливной системой беспилотного летательного аппарата снабжена перекрывным клапаном.
10. Авиационный комплекс по любому из пп.1-9, отличающийся тем, что эластичный топливный бак является приводом механизма выдвижения маршевого двигателя.
11. Авиационный комплекс по любому из пп.1-10, отличающийся тем, что обжатый эластичный топливный бак беспилотного летательного аппарата размещен внутри защитного эластичного чехла, объем и форма поверхностей которого соответствует объему и форме поверхностей эластичного топливного бака в заправленном состоянии.
ИЗВЕЩЕНИЯ
PD4A - Изменение наименования обладателя патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение
(21) Регистрационный номер заявки: 2003101373
(73) Новое наименование патентообладателя:
Открытое акционерное общество «Государственное машиностроительное конструкторское бюро «Радуга» имени А.Я. Березняка» (RU)
Адрес для переписки:
Извещение опубликовано: 10.11.2008БИ: 31/2008
MM4A Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 22.01.2017
Дата внесения записи в Государственный реестр: 03.10.2017
Дата публикации и номер бюллетеня: 03.10.2017 Бюл. №28
NF4A Восстановление действия патента
Дата, с которой действие патента восстановлено: 16.10.2017
Дата внесения записи в Государственный реестр: 16.10.2017
Дата публикации и номер бюллетеня: 16.10.2017 Бюл. №29
MM4A Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Дата прекращения действия патента: 22.01.2021
Дата внесения записи в Государственный реестр: 14.12.2021
Дата публикации и номер бюллетеня: 14.12.2021 Бюл. №35