поплавок системы приводнения летательного аппарата

Формула изобретения

Поплавок системы приводнения летательного аппарата, содержащий герметичную надувную оболочку из эластичного материала, закрепленную на металлической пластине, и штуцер наддува, отличающийся тем, что оболочка в продольном и поперечном направлениях охвачена лентами, которые закреплены на пластине таким образом, что на участке между точкой их крепления на пластине и точкой их касания с поверхностью оболочки ленты расположены по касательной к поверхности надутой оболочки, при этом штуцер наддува пропущен через отверстие в пластине и скреплен с ней.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к спасательным средствам, применяемым в аварийных ситуациях на воде, и может быть использовано в системах аварийной посадки летательных аппаратов, например вертолетов.

Известны системы спасения летательных аппаратов при их аварийной посадке на воду, содержащие надувные поплавки (заявка ФРГ N 3812702, МКИ B 64 C 25/56,1989, заявка Франции N 245546, МКИ B 64 C 25/56, 1981, патент России N 2001843, МКИ B 64 D 1/00, 1992, патент США N 3004737, 244-102, 1962).

Известна система аварийного приводнения летательного аппарата (заявка России N 95122096, МПК B 64 C 25/54, 1995, по которой получено решение о выдаче патента на изобретение), выбранная за прототип, в которой каждый поплавок содержит пластину, скрепленную с герметичной оболочкой. При помощи пластин поплавки крепятся к борту летательного аппарата.

Недостатком данной конструкции является высокая концентрация напряжений в материале оболочки поплавка в зоне ее крепления к пластине и на границе этой зоны при воздействии на поплавок выталкивающей и осевой сил в воде, что может привести к разрыву оболочки поплавка или отрыву оболочки от пластины.

Целью настоящего изобретения является повышение надежности работы поплавка системы аварийного приводнения летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что в поплавке системы приводнения летательного аппарата, содержащем герметичную надувную оболочку из эластичного материала, закрепленную на металлической пластине, и штуцер наддува, оболочка в продольном и поперечном направлениях охвачена лентами, которые закреплены на пластине таким образом, что на участке между точкой их крепления на пластине и точкой их касания с поверхностью оболочки ленты расположены по касательной к поверхности надутой оболочки, при этом штуцер наддува пропущен через отверстие в пластине и скреплен с ней.

Ленты, как и герметичная оболочка, изготавливаются из эластичного материала и до надувания поплавка находятся в сложенном состоянии.

На фиг. 1 изображена общая схема установки поплавков системы приводнения на борту летательного аппарата, на фиг. 2 - общий вид надутого поплавка, на фиг. 3 - поперечное сечение поплавка в месте установки лент, на фиг. 4 - сечение поплавка в месте установки продольной ленты и штуцера.

Поплавок состоит из герметичной оболочки 1, которая скреплена с металлической пластиной 2. На пластине 2 закреплены ленты 3, охватывающие надутый поплавок в поперечном направлении, и лента 4, охватывающая поплавок в продольном направлении. Штуцер наддува 5 вставлен в отверстие пластины 2 и скреплен с ней.

После аварийного приводнения летательного аппарата и надувания поплавка на поплавок действует комплекс гидравлических нагрузок, таких как выталкивающая, сжимающая, осевая и боковая силы. Все нагрузки, действующие на поплавок, стремятся оторвать герметичную оболочку 1 от пластины 2 по стыку их крепления Б, при этом оболочка 1 стремится принять положение, показанное на фиг. 3, 4 тонкими пунктирными линиями. В результате действия гидравлических нагрузок резко возрастает напряжение в материале оболочки 1 и в стыке Б, что может привести к отрыву оболочки 1 от пластины 2 или к разрыву материала герметичной оболочки 1. Охватывающие оболочку 1 ленты 3 и 4 между точками их крепления на пластине 2 и точками касания В с оболочкой 1 образуют прямые касательные линии. Оболочка 1 в зонах l₁, l₂, прилегающих к пластине 2, и стык скрепления оболочки 1 с пластиной 2 разгружаются вследствие передачи всех нагрузок на кромки пластины 2 через ленты 3,4 (реакция F натянутых лент - см. фиг. 3, 4). Расположение штуцера наддува 5 в пластине 2 позволяет исключить деформации материала оболочки 1 в зоне ее заделки со штуцером 5, следовательно, снижается вероятность разгерметизации поплавка по стыку "штуцер-оболочка поплавка".

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность работы поплавка системы аварийного приводнения летательного аппарата за счет перераспределения нагрузок в зоне заделки герметичной оболочки поплавка с жесткой пластиной.

Положительный эффект от применения предлагаемого изобретения подтвержден результатами автономных испытаний поплавка системы приводнения вертолета.