Устройство для аварийного торможения самолета
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к наземному оборудованию для обслуживания летательный аппаратов, и касается устройства для аварийного торможения самолетов. Целью изобретения является повышение надежности захвата самолета и обеспечение надежного подъема основного троса на уровень его захвата опорами шасси в случае наезда на одну из штанг колеса переднего шасси. В устройстве для аварийного торможения самолета, содержащем расположенный на поверхности посадочной полосы основной трос 10, связанный концами с тормозными органами 23, расположенный параллельно ему командный трос 9, связанный с основным тросом 10 равномерно распределенными по длине тросов соединительными элементами, последние выполнены в виде штанг 1 треугольной формы, на одной из вершин каждой из которых размещен узел 8 для поддержания командного троса 9, на второй - узел 11 для крепления основного троса 10, а третья закреплена на поверхности посадочной полосы с помощью цилиндрического шарнира 16 так, что при захвате тросом 9 опоры переднего шасси самолета по мере продвижения последнего шатанги 1 вокруг шарниров 16 и поднимают основной трос 10 на уровень захвата его опорами основного шасси самолета. 6 з. п. ф-лы, 16 ил.
Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к наземному оборудованию для обслуживания летательных аппаратов, и касается устройства для аварийного торможения самолетов. Целью изобретения является повышение надежности захвата самолета и обеспечение надежного подъема основного троса на уровень его захвата опорами шасси в случае наезда на одну из штанг колеса переднего шасси. На фиг. 1 изображено устройство для аварийного торможения самолета в исходном положении, общий вид; на фиг. 2 то же, момент начала захвата командным тросом передней опоры шасси; на фиг. 3 момент образования клина; на фиг. 4 момент начала захвата основным тросом основных опор шасси; на фиг. 5 момент торможения самолета с неполной тормозной нагрузкой на основные опоры шасси; на фиг. 6 момент торможения самолета с полной тормозной нагрузкой на все опоры шасси; на фиг. 7 график изменения высоты дуги основного троса в зависимости от глубины клина командного троса; на фиг. 8 штанга в момент наезда на нее колеса передней опоры шасси, вид сбоку; на фиг. 9 штанга в исходном и в крайнем левом положениях, вид сбоку; на фиг. 10 штанга в момент наезда на нее колеса основной опоры шасси, вид сбоку; на фиг. 11 вид по стрелке А на фиг. 10; на фиг. 12 вид по стрелке Б на фиг. 11; на фиг. 13 узел I на фиг. 10; на фиг. 14 вид по стрелке В на фиг. 13; на фиг. 15 вид по стрелке Г на фиг. 13; на фиг. 16 схема положения штанги в момент начала сброса командного троса с вилки. Устройство для аварийного торможения самолета содержит равномерно размещенные поперек ВПП штанги 1 треугольной формы. Боковая сторона 2 штанг 1 выполнена из прямолинейного жесткого элемента, например из стальной трубы, основание 3 также из стальной трубы, но изогнутой по дуге во внутрь со стрелой прогиба определенной величины, вторая боковая сторона штанг представляет собой дугообразную рамку, 4 выполненную из упругого материала. Одна из поперечных сторон 5 рамки 4 шарнирно закреплена на одной вершине штанги 1, а другая поперечная сторона 6 рамки 4 зафиксирована на фасонном приливе 7, выполненном на вилку 8, неподвижно установленной на второй вершине треугольной штанги 1. Третья вершина штанги 1 шарнирно закреплена на поверхности ВПП. Вилка 8 предназначена для поддержания командного троса 9 на позиции захвата передней опоры шасси и установлена таким образом, что рабочая поверхность ее впадин, обращенная в сторону набегающего самолета, расположена относительно горизонтали под углом 
1, величина которого выбирается из условий сползания с нее командного троса 9 в момент достижения основным тросом 10 уровня захвата опор основного шасси, а вторая рабочая поверхность впадины вилки 8 под углом 2 к горизонтали, величина которого выбирается из условия надежного удерживания командного троса 9 в вилке 8 в исходном положении штанги 1, а также для увеличения высоты подброса командного троса. Экспериментально установлено, что данному условию соответствует величина угла 1, равная 25-30о, а 2 5 10о. На одной из вершин каждой треугольной штанги 1 размещен узел для крепления основного троса 10 в его исходной позиции. Указанный узел образован неподвижно закрепленной на свободном конце основания 3 треугольной штанги 1 легкоразрушаемой Г-образной детали 11, образующей гнездо для размещения основного троса 10, запираемое подпружиненным штырем 12, свободно пропущенным через отверстие направляющей 13. Штыри 12 шарнирно связаны с одними концами плоских пружинных элементов 14, другие концы которых шарнирно закреплены на основании 3 штанг 1 около шарнирного закрепления их вершин на ВПП. Величина стрелы прогиба основания 3 штанг 1 выбрана в соответствии с требуемой величиной перемещения штыря 12 для обеспечения возможности освобождения основного троса 10 при наезде на штангу колеса 15 основных опор шасси. Штанги 1 установлены с возможностью поворота в вертикальной плоскости, направленной вдоль ВПП, вокруг расположенных на одной линии осей цилиндрического шарнира 16. Каждая из осей шарнира 16 свободно пропущена через отверстия, выполненные в ступицах 17, жестко установленных на вершинах штанг 1, и в кронштейнах 18, неподвижно смонтированных на поверхности ВПП. Для исключения возможности отскока штанг 1 при ударе их о поверхность ВПП в процессе перевода основного троса на позицию захвата каждая штанга снабжена стопорным механизмом в виде жестко установленного на ступицах 17 осей шарнира 16 храпового колеса 19, с зубьями которого имеет возможность взаимодействия шарнирно установленная на кронштейне 18 подпружиненная собачка 20. В исходном положении устройства на концах командного троса 9, уложенного на вилках 8 штанг 1, образованы петли 21. Длина петель 21 выбирается в соответствии с требуемой глубиной клина 22 с учетом упругих свойств троса 9 (фиг. 1 и 3). Основной трос 10, пропущенный через гнезда одной из вершин штанг 1, своими концами соединен с тормозными органами, в качестве которых применены, например, якорные цепи 23. Концы петель 21 соединены с другими тормозными органами, в качестве которых также применены якорные цепи 24. Количество звеньев цепей 23 и 24 подобрано из условия не превышения предельно допустимых нагрузок на переднюю и основные опоры шасси. Работа устройства осуществляется следующим образом. При аварийном выкатывании самолета за пределы ВПП его передняя опора шасси, войдя в контакт с расположенным на позиции захвата командным тросом 9, улавливается последним (фиг. 2). При дальнейшем передвижении самолета передняя опора шасси, преодолевая силы упругости командного троса 9, вытягивает последний в направлении движения, образуя клин 22. В процессе образования клина 22 командный трос за счет сил упругости поворачивает против движения часовой стрелки штанги 1. Первыми начинают поворачиваться штанги, расположенные вблизи места захвата троса, а по мере углубления клина 22 процесс поворота штанг последовательно распространяется на штанги, расположенные рядом слева и справа. Вначале при преобразовании клина вытяжка командного троса осуществляется за счет выбирания петель 21, а после полной выборки последних включается действие тормозных нагрузок, создаваемых тормозными органами якорными цепями 24. Влекомые передней опорой шасси посредством командного троса 9 якорные цепи 24 за счет трения своих звеньев о поверхность полосы рассеивают часть кинетической энергии самолета. В то же время поворачивающиеся штанги 1 осуществляют подъем основного троса 10, причем подъем начинается с участка, пересекаемого осью самолета, и по мере движения самолета поднимаются смежные участки, образуя дугу 25. Высота дуги увеличивается пропорционально изменению глубины клина, при этом участки дуги 25, доходящие до позиции захвата 26, располагаются горизонтально (фиг. 3, 7, 9). При повороте штанги 1 в момент достижения основным тросом 10 нижней границы позиции захвата 27 рабочая поверхность впадины вилки 8, обращенная к самолету, составляет относительно вытянутой части командного троса 9 угол 3, величина которого примерно равна 90о (фиг. 16). В этот момент происходит выход вилки 8 из контакта с командным тросом 9. В результате продолжающегося по инерции поворота штанги последняя своей боковой стороной 2 ударяется о поверхность ВПП, а подпружиненная собачка 20 в результате взаимодействия с храповым колесом 19 предупреждает отскок штанги, стопоря ее. В момент достижения основным тросом 10 позиции захвата на длине горизонтального участка, превышающей ширину колеи основных опор шасси, последние, войдя в контакт с основным тросом 10, улавливаются им. При дальнейшем движении самолета основные опоры шасси увлекают за собой нагруженный якорными цепями 23 основной трос 10, срывая при этом Г-образные детали 11 с неподвижно стоящих штанг 1 (фиг. 4, 5,6). Уловленный устройством аварийно выкатившийся за пределы ВПП самолет под действием тормозных нагрузок, приложенных как к передней опоре шасси, так и к его основным опорам, рассеивает свою кинетическую энергию, останавливаясь в пределах заданной дистанции. В случае наезда колеса передней опоры шасси на одну из штанг 1 (фиг. 8) дугообразная рамка 4 под действием веса самолета и за счет упругости материала выпрямляется, ее поперечная сторона 6 соскакивает с фасонного прилива 7 вилки 8, после чего рамка 4, поворачиваясь вокруг шарнирного крепления поперечной стороны 5, падает на поверхность ВПП. При дальнейшем движении колеса передней опоры шасси последнее ударяет в боковую сторону 2 штанги 1 и опрокидывает ее на поверхность ВПП. В момент удара командный трос 9 выходит из контакта с вилкой 8 и улавливает переднюю опору шасси. Далее процесс торможения осуществляется, как и в описанном выше случае попадания передней опоры шасси между штангами. Причем основание 3 штанги, на которую произведен наезд, после съезда с нее колеса передней опоры шасси поворачивается против часовой стрелки основным тросом 10, поднимаемым соседними штангами. В случае наезда колеса основной опоры шасси на одну из штанг 1 (фиг. 10, 13) плоский пружинный элемент 14 под действием веса самолета прогнется на величину стрелы прогиба основания 3 штанги, при этом штырь 12, перемещаясь в отверстии направляющей 13, освобождает основной трос 10 из гнезда, образованного Г-образной деталью 11, после чего происходит улавливание основной опоры шасси основным тросом 10. Далее процесс торможения происходит так же, как и при отсутствии наезда колеса основной опоры шасси на одну из штанг 1. При этом боковая сторона 2 и основание 3 штанги, на которую произведен наезд, под действием веса самолета складываются, а рамка 4 выгибается наружу и сминается колесом. После наезда на штангу колеса передней или основной опоры шасси штанга подлежит замене. В результате работы устройства основной трос всегда оказывается на заданном уровне захвата основных опор шасси самолета, что и обеспечивает надежность устройства.
Формула изобретения
1. УСТРОЙСТВО ДЛЯ АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ САМОЛЕТА, содержащее расположенный на поверхности посадочной полосы основной трос, связанный концами с тормозными органами, расположенный параллельно основному командный трос, связанный с основным тросом равномерно распределенными по длине тросов соединительными элементами, отличающееся тем, что, с целью повышения надежности захвата самолета, соединительные элементы выполнены в виде штанг треугольной формы, при этом одна из вершин каждой штанги снабжена узлом для поддержания командного троса, вторая - узлом для крепления основного троса, а третья закреплена на поверхности посадочной полосы с помощью цилиндрического шарнира, ось которого расположена перпендикулярно к осевой линии полосы и снабжена стопорным механизмом. 2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что узел для поддержания командного троса выполнен в виде образованной на конце одной из боковых сторон штанги вилки, рабочая поверхность впадины которой, обращенная в сторону набегающего самолета, расположена относительно горизонтали под углом 25 - 30o, а вторая рабочая поверхность - под углом 5 - 10o. 3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что узел для крепления основного троса выполнен в виде легкоразрушаемой охватывающей трос Г-образной детали с запорным элементом образованного гнезда для основного троса. 4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что стопорный механизм каждой штанги выполнен в виде жестко установленного на ступицах оси цилиндрического шарнира храпового колеса с соответствующей подпружиненной собачкой. 5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что запорный элемент гнезда для основного троса выполнен в виде подпружиненного штыря, установленного в направляющей на свободном конце основания штанги и связанного с плоским пружинным элементов, другой конец которого закреплен на основании штанги около шарнирно закрепленной ее вершины. 6. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что основание каждой из треугольных штанг выполнено изогнутым по дуге внутрь треугольника, при этом величина стрелы прогиба дуги выбрана в соответствии с требуемой величиной перемещения штыря запорного элемента гнезда основного троса для обеспечения полного открытия гнезда для основного троса при наезде на штангу колеса основного шасси самолета. 7. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что, с целью обеспечения надежного подъема основного троса на уровень его захвата опорами шасси в случае наезда на одну из штанг колеса переднего шасси, у каждой штанги боковая сторона, соединяющая узлы для поддержания командного троса и крепления основного троса, выполнена в виде дугообразной рамки из упругого материала, одна из поперечных сторон которой закреплена у узла для крепления основного троса шарнирно, а у узла для поддержания командного троса - на фасонном приливе.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15, Рисунок 16MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Номер и год публикации бюллетеня: 10-2002
Извещение опубликовано: 10.04.2002
