Устройство защиты летчика от ударных нагрузок аварийного приземления летательного аппарата

 

1. Устройство защиты летчика от ударных нагрузок аварийного приземления летательного аппарата, содержащее эксплуатационные и аварийные амортизаторы стоек шасси, выполненные в виде камер со штоками, устройство притяга привязных ремней с приводом и механизм включения, отличающееся тем, что, с целью повышения безопасности летчика при аварийном приземлении летательного аппарата, механизм включения выполнен в виде концевых выключателей, установленных на корпусах камер аварийных амортизаторов, каждый из которых соединен электрической цепью с приводом притяга привязных ремней, и упоров, установленных на концах штоков аварийных амортизаторов и взаимодействующих с концевыми выключателями, при этом величину хода штока аварийного амортизатора определяют по формуле где h_а - величина хода штока аварийного амортизатора; V_к - вертикальная скорость летательного аппарата после полного обжатия опор шасси; t_пр - время срабатывания притяга привязных ремней; n - максимальная перегрузка при работе амортизатора шасси; g - ускорение свободного падения; C - коэффициент полноты диаграммы при обжатии амортизаторов; k - отношение величины хода штока эксплуатационной камеры после страгивания штока аварийной камеры к полной величине хода штока эксплуатационной камеры; S_э - величина перемещения оси колеса шасси при полном обжатии эксплуатационной камеры;
ϕ - коэффициент передаточного отношения величины перемещения оси колеса шасси и амортизаторов.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно снабжено сигнализатором давления, установленным в полости высокого давления эксплуатационного амортизатора и связанным дополнительной электроцепью с приводом притяга привязных ремней. Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно к средствам аварийной защиты экипажа летательного аппарата, например вертолета. Известно устройство защиты, содержащее привязные ремни с приводом и инерционным стопорным устройством ремней. Наиболее близким к изобретению является устройство для защиты летчика от ударных нагрузок, содержащее устройство пиротехнического притяга привязных ремней и механизм включения привода притяга по сигналу летчика. Недостатком устройства является недостаточное обеспечение безопасности летчика при аварийном приземлении. Целью изобретения является повышение безопасности летчика при аварийном приземлении летательного аппарата. Эта цель достигается тем, что в устройстве защиты летчика от ударных нагрузок аварийного приземления летательного аппарата, содержащем эксплуатационные и аварийные амортизаторы стоек шасси, выполненные в виде камер со штоками, устройство притяга привязных ремней с приводом и механизм включения привода. Механизм включения выполнен в виде концевых выключателей, установленных на корпусах камер аварийных амортизаторов, каждый из которых соединен электрической цепью с приводом притяга привязных ремней и упоров, установленных на концах штоков аварийных амортизаторов и взаимодействующих с концевыми выключателями, при этом величину хода штока аварийного амортизатора определяют по формуле
h_a≥ V_кt_пр-(n-1)gc kS
где h_а величина хода штока аварийного амортизатора;
V_к вертикальная скорость летательного аппарата после полного обжатия опор шасси;
t_пр время срабатывания притяга привязных ремней;
n максимальная перегрузка при работе амортизатора шасси;
С коэффициент полноты диаграммы при обжатии амортизаторов;
g ускорение свободного падения;
k отношение величины хода штока эксплуатационной камеры после страгивания штока аварийной камеры к полной величине хода штока эксплуатационной камеры;
S_э величина перемещения оси колеса шасси при полном обжатии эксплуатационной камеры;
ϕ- коэффициент передаточного отношения величины перемещения оси колеса шасси и амортизаторов. Кроме того, устройство защиты летчика от ударных нагрузок аварийного приземления летательного аппарата снабжено сигнализатором давления, установленным в полости высокого давления эксплуатационного амортизатора и связанным дополнительной электроцепью с приводом притяга привязных ремней. На фиг.1 общий вид устройства; на фиг.2 установка сигнализатора давления на опоре шасси; на фиг.3 установка концевого выключателя на аварийной камере опоры шасси. Устройство состоит из привязных ремней 1 летчика, приводимых в движение устройством пиротехнического притяга 2 с приводом 3. Выключатель 4 в кабине летчика подключен электропроводкой 5 к приводу 3 устройства пиротехнического притяга 2. Хвостовая опора шасси 6 имеет гидравлический амортизатор 7, на котором установлен сигнализатор давления 8. Сигнализатор давления подключен электропроводкой 9 к приводу 3 устройства пиротехнического притяга 2 параллельно электропроводке 5. Сигнализатор давления 8 закреплен на корпусе 10 амортизатора 7 с выходом в камеру высокого давления 11 над штоком 12. Основные опоры шасси 13 имеют амортизаторы с аварийной камерой 14, на которой установлены упор в виде профилированной направляющей 15 и взаимодействующий с ней концевой выключатель 16, подключенный электропроводкой 17 к приводу 3 устройства пиротехнического притяга 2. Профилированная направляющая 15 установлена посредством шарнира 18 болта 19, закрепленного на наконечнике штока 20 аварийной камеры 14, и втулки 21, которая хомутом 22 крепится к корпусу 23 аварийной камеры 14. Продольная ось профилированной направляющей 15 располагается параллельно продольной оси аварийной камеры 14. Концевой выключатель 16 установлен на хомуте 22 против выемки профилированной направляющей 15 перпендикулярно ее продольной оси. Устройство работает следующим образом. При возникновении аварийной ситуации в полете, в условиях, когда летчик имеет возможность оценить ситуацию, он с помощью выключателя 4 замыкает электроцепь 5, и сигнал от источника электропитания поступает на привод 3 устройства пиротехнического притяга 2. Летчик оказывается зафиксированным привязными ремнями в кресле перед контактом вертолета с посадочной поверхностью. Если у летчика нет возможности включить пиропритяг в полете, работа устройства происходит автоматически. При посадке, если скорость контакта вертолета с посадочной поверхностью превышает максимальную нормированную величину, сигнализаторы аварийной скорости амортизационного хода шасси выдают сигналы на привод 3 устройства пиротехнического притяга 2. Если вертолет садится с положительными углами тангажа, что обычно бывает при аварийной посадке после отказа двигателей, и скорость контакта хвостовой опоры с посадочной поверхностью достигает аварийной величины, сигнализатор давления 8 гидравлического амортизатора 7 хвостовой опоры шасси 6 выдает сигнал на привод 3 устройства пиротехнического притяга 2 за счет резкого возрастания давления в камере высокого давления 11, т.к. величина этого давления пропорциональна квадрату относительной скорости корпуса 10 и штока 12, т.е. квадрату скорости амортизационного хода. Сигнализатор давления 8 выбирают на величину давления, в 1,2-1,4 раза превышающую максимальное эксплуатационное значение. В этом случае срабатывание сигнализатора происходит только при аварийных посадках. Если скорость контакта хвостовой опоры с посадочной поверхностью при такой посадке не превышает нормированной и если несущий винт к этому моменту создает малую тягу, при переваливании на основные опоры скорость центра тяжести вертолета может достичь аварийных значений. В этом случае сигнализатор давления 8 срабатывает, когда к давлению в жидкостной полости за счет скорости перетекания гидрожидкости добавится давление от сжатого газа в газовой полости в процессе обжатия амортизатора и их сумма превысит давление срабатывания сигнализатора давления 8. Сигналы от концевых выключателей 16 основных опор шасси 13 в этом случае будут дублирующими. Если первый контакт вертолета с посадочной поверхностью произойдет через основные опоры 13 и при этом произойдет срабатывание аварийных камер 14, которые настраиваются на работу при аварийных скоростях приземления, профилированная направляющая 15, скользя внутри втулки 21, замкнет концевой выключатель 16, и сигнал через электроцепь 17 поступит на привод 3 устройства пиротехнического притяга 2. При посадках с креном первый сигнал будет от той опоры, на которую происходит приземление. Время срабатывания устройства пиротехнической фиксации от момента подачи сигнала на его включение составляет не менее 0,06-0,07 с. Однако при касании летательного аппарата посадочной поверхности на аварийных скоростях приземления срабатывание аварийного амортизатора происходит не после окончания хода штока эксплуатационного амортизатора, а в процессе обжатия пневматика и эксплуатационного амортизатора. Причем, чем больше посадочная скорость, тем раньше это включение его в работу наступает от момента касания посадочной поверхности. Поэтому необходимый ход штока аварийной камеры определяется с учетом того, что время срабатывания пиротехнического притяга меньше или равняется времени амортизационного хода стойки шасси после страгивания штока аварийной камеры. Математическое выражение необходимого страгивания штока аварийной камеры определяется из известного выражения, описывающего неравномерное движение
S Vt + , где S путь;
V скорость в одной из конечных точек пути;
t время движения;
а ускорение. В данном случае эти параметры определяются следующим образом:
S S_a + kS_э
V V_k
t ≥ t_пр
а (n 1)gс, где V_k скорость после амортизационного хода стоек шасси;
S_а ход по колесу при полном обжатии штока аварийной камеры;
S_э ход по колесу при полном обжатии эксплуатационной камеры;
k отношение хода эксплуатационной камеры после страгивания аварийной камеры к полному ходу эксплуатационной камеры;
n максимальная перегрузка при работе амортизатора (определяется максимальной заложенной прочностью стоек);
с коэффициент полноты диаграммы при работе амортизатора, зависящий от конструкции амортизатора (с 0,5.0,8);
t_пр время срабатывания устройства пиротехнической фиксации;
g ускорение свободного падения. Подставляя эти выражения в формулу, а также учитывая, что ход по колесу стойки шасси связан с ходом штоков через передаточное отношение ϕ получаем необходимый ход штока аварийной камеры
h_a≥ V_кt_пр-(n-1)gc kS
Данное устройство позволяет осуществить своевременный притяг привязных ремней в случае, когда летчик не успевает оценить ситуацию, повышая тем самым вероятность выживания летчика при аварийном приземлении летательного аппарата и уменьшая возможность его травмирования при аварийных посадках.

Формула изобретения

1. Устройство защиты летчика от ударных нагрузок аварийного приземления летательного аппарата, содержащее эксплуатационные и аварийные амортизаторы стоек шасси, выполненные в виде камер со штоками, устройство притяга привязных ремней с приводом и механизм включения, отличающееся тем, что, с целью повышения безопасности летчика при аварийном приземлении летательного аппарата, механизм включения выполнен в виде концевых выключателей, установленных на корпусах камер аварийных амортизаторов, каждый из которых соединен электрической цепью с приводом притяга привязных ремней, и упоров, установленных на концах штоков аварийных амортизаторов и взаимодействующих с концевыми выключателями, при этом величину хода штока аварийного амортизатора определяют по формуле

где h_а величина хода штока аварийного амортизатора;
V_к вертикальная скорость летательного аппарата после полного обжатия опор шасси;
t_пр время срабатывания притяга привязных ремней;
n максимальная перегрузка при работе амортизатора шасси;
g ускорение свободного падения;
C коэффициент полноты диаграммы при обжатии амортизаторов;
k отношение величины хода штока эксплуатационной камеры после страгивания штока аварийной камеры к полной величине хода штока эксплуатационной камеры;
S_э величина перемещения оси колеса шасси при полном обжатии эксплуатационной камеры;
ϕ коэффициент передаточного отношения величины перемещения оси колеса шасси и амортизаторов. 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно снабжено сигнализатором давления, установленным в полости высокого давления эксплуатационного амортизатора и связанным дополнительной электроцепью с приводом притяга привязных ремней.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

MM4A - Досрочное прекращение действия патента СССР или патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 13.09.2002

Извещение опубликовано: 10.07.2008        БИ: 19/2008

---