аварийно-спасательная система самолета

Формула изобретения

Аварийно-спасательная система самолета, содержащая две рамы, соединенные посредством стоек, размещенная наверху фюзеляжа внутри обтекателя, прикрепленная к несущим элементам набора фюзеляжа и выполненная с возможностью складываться, а после активации системы, осуществляемой с борта самолета, автоматически раскрываться, образуя при этом крыло дельтаплана.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к аварийно-спасательным системам для самолетов и предназначено для спасения терпящих бедствие пассажирских и транспортных самолетов.

Известен самолет RU 2336198 С1, имеющий фюзеляж, крылья и двигатели. Фюзеляж состоит из стрингеров, шпангоутов и обшивки. В двух секторах верхней части фюзеляжа расположены сложенные друг с другом металлические пластины, соединенные между собой эластичным материалом. К нижним и верхним пластинам прикреплены стропы. Концы строп нижней пластины прикрепляются к одному стрингеру, а концы строп верхней пластины прикрепляются к другому стрингеру. Растянутые пластины, соединенные эластичным материалом, образуют парашют.

Недостатком данного технического решения является двойная парашютная схема, приводимая в действие вручную. Для приведения системы в действие необходимо откручивать гайки на шпильках планок крепления металлических пластин. Совершенно не понятно, как и чем эти пластины будут выталкиваться. Время для приведения системы в действие слишком велико, для аварийно-спасательной системы такая схема абсолютно не приемлема. Чрезвычайно неудачен выбор материала для куполов парашютов, в настоящее время существует много специальных тканых материалов легких и с высокой прочностью на раздир. В предложенном варианте предполагается использовать стальные листы толщиной 0,03-0,5 мм, т.е. купола парашютов будут полужесткие. Во время раскрытия и в раскрытом состоянии оба купола находятся очень близко друг к другу. Велика вероятность зацепления раскрывающимся последним куполом строп другого парашюта или перехлеста строп обоих куполов. Кроме того, после приземления один или оба купола накроют фюзеляж самолета и предельно затруднят эвакуацию пассажиров и экипажа, а в случае посадки на воду или возникновения пожара, эвакуацию сделают практически невозможной. Непонятно назначение стального листа, расположенного в нижней части фюзеляжа, ведь стрингеры и шпангоуты являются элементами несущей конструкции фюзеляжа, а сами стропы крепятся к стрингерам. В рассматриваемом варианте площадь куполов парашютов должна быть достаточно большой, а соответственно, и листы должны быть большой площади, но тогда предложенная толщина металла явно недостаточна. На последнем этапе раскрытия купол раскрывается с рывком, на начальном этапе снижения, при непогашенных больших скоростях обязательно имеет место флаттер, металл предложенной толщины в таких условиях будет разорван в клочья. На основании выше изложенного можно утверждать, что предложенная схема абсолютно неработоспособна. Кроме того, данная система предполагает совершать неуправляемое снижение самолета, т.к. схема не предусматривает возможность управления стропами. Таким образом, получается, что экипаж самолета не может, хотя бы приблизительно, выбирать место аварийной посадки.

Известна "Аварийно-спасательная система самолета" RU 2187443 С1, состоящая из набора обитаемых модулей и переходных отсеков, которые являются составными частями фюзеляжа, который оснащен быстродействующими средствами дезинтеграции, подсистемами разделения и парашютными подсистемами. Данная аварийно-спасательная система имеет следующие недостатки:

1. Сложность и многокомпонетность системы существенно усложняет и утяжеляет конструкцию самолета. Места соединения отделяемых и разделяемых частей должны быть усилены, т.е. более металлоемки, замки, устройства дезинтеграции, дополнительные автоматически закрывающиеся двери в переходах, дополнительная изоляция и герметизация, парашютная подсистема с тормозными и основными парашютами, складывающиеся боковые рули, подсистемы амортизации или надувные подсистемы мягкой посадки, надувные средства приводнения - все это чрезвычайно усложняет и утяжеляет конструкцию самолета.

2. Парашютная схема, в силу своей инерционности, не дает возможности применения на малых высотах, при взлете сразу после точки не возврата.

3. В рассматриваемом варианте при приведении в действие системы, после отделения крыльев и хвостового оперения велика вероятность начала вращения фюзеляжа вокруг продольной оси. При раскрытии хвостовых тормозных парашютов неизбежно произойдет рывок, фюзеляж "клюнет" носом вниз и будет стремиться к вертикальному положению до полного разделения обитаемых модулей и раскрытия основных парашютов. В таких условиях можно будет только догадываться о состоянии пассажиров и экипажа.

4. Если система дезинтеграции самолета будет приведена в действие над населенным районом, то отделившиеся крылья с двигателями и хвостовое оперение при падении на землю приведут к разрушениям и жертвам среди населения, а если учесть, что в крыльях находится авиационный керосин, то последствия падения крыльев с топливом на населенный пункт могут быть катастрофическими.

5. Прочность планера и надежность систем жизнеобеспечения самолета снижается пропорционально количеству соединений элементов конструкции, магистралей и сетей самолета. А если учесть, что на разных режимах полетов именно в местах соединений с фюзеляжем крыльев и хвостового оперения имеют место максимальные разнонаправленные знакопеременные нагрузки, то надежность планера, разъемов и соединений в этих местах будет очень низкой.

6. Введение в систему управления самолетом отдельного контура для активизации системы дезинтеграции самолета не дает 100% гарантии от самопроизвольного срабатывания системы и тем более не гарантирует от ошибочного действия.

7. Система является одноразовой, т.к. после приведения ее в действие самолет, как летательный аппарат, прекращает свое существование. Задачей предлагаемого технического решения является создание спасательной системы для самолетов, которая, в случае возникновения на борту нештатной - аварийной ситуации, на любой стадии полета (даже сразу после точки не возврата), давала бы экипажу время для поиска правильного решения и возможность продолжить управляемый планирующий полет до ближайшего места, подходящего для аварийной посадки.

Поставленная задача решается тем, что, согласно изобретению, аварийно-спасательная система самолета содержит две рамы, соединенные посредством стоек, размещена наверху фюзеляжа внутри обтекателя, прикреплена к несущим элементам набора фюзеляжа, выполнена с возможностью складываться, а после активации системы, осуществляемой с борта самолета, автоматически раскрываться, образуя при этом крыло дельтаплана. Данная система может быть установлена на всех существующих типах пассажирских и транспортных самолетов без серьезных изменений в их конструкции.

Фиг.1, 2, 3 - виды самолета в рабочем состоянии.

Фиг.4, 5, 6 - виды самолета с приведенной в действие спасательной системой.

Фиг.7 - общий вид спасательной системы без купола.

Фиг.8 - нижняя рама с элементами системы.

Фиг.8а - вид на нижнюю раму сверху.

Фиг.8б - нижняя рама, сечение А-А.

Фиг.9а, б, в - каретка нижней рамы.

Фиг.10 - верхняя (килевая) рама с элементами системы.

Фиг.11 - крыло дельтаплана в раскрытом виде (вид сверху).

Фиг.12 - верхняя (килевая) рама в сложенном состоянии.

Фиг.12а - верхняя (килевая) рама, вид сбоку.

Фиг.12б - верхняя (килевая) рама, сечение В-В.

Фиг.13 - верхняя (килевая) рама без элементов системы.

Фиг.13а - килевая рама, вид сбоку.

Фиг.13б - килевая рама, вид сверху.

Фиг.14а, б, в - носовой узел верхней (килевой) рамы.

Фиг.15а, б - кормовой узел верхней (килевой) рамы.

Фиг.16 - средний узел верхней (килевой) рамы.

Фиг.17а, б, в - каретка верхней (килевой) рамы.

Спасательная система состоит из следующих частей: 1 - обтекатель (1a-нижняя и 1б-верхняя часть), 2 - рама, 3 - электромотор, 4 - понижающий редуктор (носовой, кормовой), 5 - носовая каретка, 6 - кормовая каретка, 7 - стойки (носовые, кормовые), 8 - вал носовой каретки, 9 - вал кормовой каретки, 10 - верхняя (килевая) рама, 11 - электромотор килевой рамы, 12 - понижающий редуктор килевой рамы, 13 - каретка килевой рамы, 14 - вал килевой рамы, 15 - правая боковая балка, 16 - левая боковая балка, 17 - поперечные балки, 18 - купол, 19 - латы купола, 20 - носовой узел, 21 - средний узел, 22 - кормовой узел.

Рама 2 крепится к несущим элементам набора на верху фюзеляжа внутри обтекателя 1. Внутри рамы 2 расположены: электромотор 3, понижающие редукторы 4, каретки 5 и 6, валы кареток 8 и 9, натягивающие устройства 23. Электромотор 3 расположен посередине рамы 2, вдоль осевой линии, к обоим выходным концам вала ротора присоединены промежуточные валы 24, соединяющие электромотор 3 с понижающими редукторами 4. Между редукторами 4 и торцевыми сторонами рамы расположены каретки 5 и 6, которые движутся по направляющим пазам, находящимся в боковых сторонах рамы 2. В движение каретки 5 и 6 приводятся посредством вращающихся валов 8 и 9, проходящих сквозь цилиндрическую часть кареток 5 и 6, одним концом посаженных на выходные концы валов редукторов 4, а другими концами закрепленных в подшипниках, установленных в торцевых сторонах рамы.

Корпус каретки 5 и 6 выполнен в виде единой детали, состоящей из основания и цилиндрической части. В цилиндрической части имеется сквозное отверстие с внутренней резьбой, но резьба нарезана на 2/3 длины, оставшаяся часть имеет диаметр, превышающий наружный диаметр вала 8 и 9 на величину 1/20÷1/15 наружного диаметра резьбы вала. Основание выполнено в виде прямоугольной плиты, боковые стороны которой в поперечном сечении имеют Т-образную форму, впереди в основании имеются два выреза для стоек 7, через которые проходит нижняя опорная ось для этих стоек.

Валы 8 и 9 выполнены в виде вращающихся валов, одним концом присоединенных к выходным валам понижающих редукторов 4, другим концом установленных в упорно-опорных подшипниках в торцевых частях рамы 2. На поверхности валов 8 и 9 имеется прямоугольная (либо упорная) резьба, концы валов 8 и 9, от торцевых частей рамы 2 на участке длиной, равной резьбовому участку в каретке 5 и 6, выполнены без резьбы, т.е. на этом участке диаметр валов 8 и 9 равен внутреннему диаметру резьбы. Стойки 7 нижним концом насажены на опорные оси кареток 5 и 6, верхним концом стойки 7 насажены на опорные оси в носовом 20 и кормовом 22 узле килевой рамы 10.

Килевая рама 10 выполнена как единая деталь, состоящая из двух симметричных балок, соединенных между собой носовым 20, средним 21 и кормовым 22 узлами. Носовой узел в нижней части имеет горизонтальную опорную ось, на которую насажены верхние концы стоек 7. В средней части носового узла 20, по бокам, двумя вертикальными пальцами крепятся боковые балки 15 и 16. К кормовому узлу 22, в нижней части на опорную ось насажены задние стойки 7. Средний узел 21 в центре имеет гнездо для опорно-упорного подшипника вала 14. В передней части рамы 10, возле носового узла 20 размещен электромотор 11 с понижающим редуктором 12, к выходному валу редуктора 12 присоединен вал 14, проходящий через центр каретки 13 и противоположным концом закрепленный в подшипнике, размещенном в центре среднего узла 21. Вал 14 имеет наружную прямоугольную (или упорную) резьбу. Каретка Т-образными вертикальными выступами входит в пазы балок рамы 10 и скользит по этим пазам. По центру каретка имеет сквозное отверстие с внутренней резьбой. На участке 1/4÷1/3 длины каретки 13 резьба отсутствует, отверстие имеет диаметр на 1/20÷1/15 больше наружного диаметра резьбы вала 14. У вала 14 на участке длиной, равной резьбовому участку каретки 13, от среднего узла в сторону носа резьба отсутствует, наружный диаметр вала на этом участке равен внутреннему диаметру резьбы. С боков к каретке 13 одним концом присоединены поперечные балки 17. Балки 17 крепятся к каретке 13 посредством пальцев, другим концом эти балки посредством пальцев соединяются с боковыми балками 15 и 16. На концах боковых балок 15 и 16 на месте шарнирного соединения с поперечными балками 17 имеются вертикальные аэродинамические плоскости 26 и имеются крепления для растяжек 25. Растяжки 25 одним концом крепятся к боковым балкам 15 и 16 в районе шарнирного соединения с поперечными балками 17, а другим концом закреплены и намотаны на барабаны натягивающих устройств 23, размещенных внутри рамы 2.

Купол 18 с латами 19 прикреплен снизу к боковым балкам 15, 16 и снизу нижней балки килевой рамы 10. В раскрытом виде купол 18 образует классическое крыло Рогалло с общей и локальной серповидностью задней кромки.

Система работает следующим образом: после активации системы, осуществляемой аварийной кнопкой или рычагом, от бортовой сети, аккумуляторов или аварийного генератора подается питание на электромотор 3, вращающий момент от вала мотора 3 через промежуточные валы, передается на редукторы 4 и от редукторов на валы 8 и 9, которые приводят в движение каретки 5 и 6. Каретки движутся в противоположных направлениях и толкают стойки 7, стойки поднимают верхнюю килевую раму 10. Достигнув конечного положения, каретки 5 и 6 сходят с резьбы на валах 8 и 9, нажимают на конечные выключатели (не показаны), разрывают цепь питания на электромотор 3 и замыкают цепь питания на электромотор 11. Вращающий момент от электромотора 11 через редуктор 12 передается на вал 14 и приводит в движение каретку 13. Каретка 13 движется и толкает поперечные балки 17, которые раздвигают боковые балки 15 и 16. В крайнем положении каретка 13 сходит с резьбы на валу 14, нажимает на конечный выключатель (не показан) и прерывает подачу питания на эл.мотор 11. В раскрытом состоянии боковые балки 15 и 16 и поперечные балки 17 раскрывают купол 18 с латами 19 и образуют крыло дельтаплана, при этом боковые балки 15, 16 растягивают купол 18 и держат его в натянутом состоянии таким образом, чтобы максимально возможно снизить или исключить флаттер. Аэродинамические плоскости 26 на начальном этапе раскрытия крыла дельтаплана, за счет набегающего потока воздуха создают силу, разводящую в стороны концы боковых балок 15 и 16. Растяжки 25 находятся в постоянном натяжении и удерживают концы балок 15 и 16 таким образом, чтобы поперечная стреловидность крыла "V" была отрицательной.

При использовании в качестве питания для электромоторов отдельных аккумуляторов или аварийного генератора система является полностью автономной. Система приводится в рабочее состояние в течение 6-12 секунд.

В раскрытом состоянии система значительно ухудшает аэродинамику самолета, снижает скорость горизонтального полета, но при этом появляется дополнительное крыло большой площади, которое удерживает самолет от падения при малых скоростях горизонтального полета и дает возможность плавно снизить скорость приземления до 80-50 км/ч. При таких скоростях посадка на грунт "на брюхо" или на воду не приведет к значительным повреждениям элементов конструкции самолета. Предлагаемая аварийно-спасательная система является системой многократного использования, т.к. после приведения системы в действие и приземления самолета наземная сервисная служба может сложить систему в исходное состояние и приготовить ее к повторному использованию. В предлагаемом варианте для системы предложен электрический привод, как более простой и надежный, но можно использовать гидравлический или пневматический приводы, как более компактные.

Обтекатели, рамы, каретки, корпусы редукторов изготавливаются из легких, прочных композитных материалов, шестерни редукторов и валы из легких сплавов, боковые и поперечные балки из легких сплавов, титана или углеродного волокна. Использование стальных деталей должно быть сведено к минимуму. Купол изготавливается из тканого материала с высокой прочностью на раздир.