飞机和直升机的救生方案制造技术

一种飞机和直升机的救生方案，此方案的特征是：由降落伞减小飞机或直升机下落速度，控制飞机或直升机与地面接触时的姿态，使机身轴线与地水平面呈一定角度，机身尾段先撞击地面，必要时设计减震缓冲装置，包括鳞囊系统，辅助动力装置（ＡＰＵ）反推力缓冲装置，火箭发动机反推力缓冲装置，主发动机下反推力装置和可充气椅垫。（*该技术在2023年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本专利技术是一种飞机和直升机的救生方案。实施后的救生系统在飞机或直升机发生空中事故坠落时，或者飞机在应急(强迫着陆，地面滑行冲出跑道等)情况下实行机上乘员救生和尽可能保护飞机和直升机机内设备。
技术介绍
目前除军用飞机装有弹射救生系统外，其它绝大多数飞机和直升机没有任何积极的救生设备，当空难发生时没有有效措施保护机上乘员。现有旅客机上只配备一些逃生装备，如逃生滑梯，逃生绳，救生背心，救生艇，漂浮垫和安全斧等。这些装备只能在空难发生后飞机基本完好的情况下对机上幸存的乘员才能起作用。民用飞机(包括军用运输机)和直升机，尤其是旅客机的救生问题是航空领域尚未解决的世界性难题。对此问题进行研究较有成效的是俄罗斯科学院科研中心研究的救生系统，其方案是将旅客机气密座舱分隔成数段前后相通的密封舱，在各段结合部及机翼与机身结合部用聚能分离器连接，在应急情况下救生系统启动后聚能分离器将飞机分解，利用各段密封舱顶部中心的降落伞使各段座舱单独安全着陆。此方案设计和实施复杂，在低空和飞机起降阶段救生较困难。日本正在研究高度安全客机，方案是利用飞机残存动能使发生事故的飞机继续飞行，直到安全着陆。对于直升机以美国为首的一些国家进行军用直升机的抗坠毁研究并已用在一些军用直升机上，主要是进行结构的抗坠毁设计研究。
技术实现思路
为了解决飞机，尤其是旅客机和直升机的救生问题本专利技术给出了一种相对较简单可行的救生方案。除空中爆炸等极端情况外，它可在各种飞行状态(包括起飞和着陆后滑行阶段)危险情况下对大多数飞机实现整机救生。飞机和直升机救生方案1.方案组成和说明1.1组成(1)降落伞系统(2)尾段吸能结构和尾段吸能部件(3)机身(中、前段)减震缓冲装置(必要时)(4)控制系统参见说明书附图——飞机救生方案示意图(典型)，图中示出带有鳞囊减震缓冲装置的飞机(旅客机)的救生方案。1.2说明 (1)降落伞系统的作用是减小飞机和直升机下落速度，同时用降落伞系统控制飞机或直升机下落撞击地面时的姿态，即机身尾段朝下，机身轴线与地水平面呈一定角度。也可以采用其它方法控制飞机姿态。降落伞系统可采用单伞也可以采用多伞系统。(2)尾段吸能结构和/或尾段吸能部件是利用现有飞机或直升机尾段结构，如果吸能效果不能满足要求也可以根据机体情况重新设计尾段结构，或者另外设计吸能部件以吸收飞机或直升机落地时撞击动能。(3)机身减震缓冲装置和/或反推力装置用于飞机机身中、前段和翼吊发动机短舱等飞机下表面或直升机机身下面落地时减震缓冲。设计的减震缓冲装置包括有鳞囊系统，设计装有推力喷口的辅助动力装置(APU)，主发动机下反推力装置和设计有变向推力装置的火箭发动机等。在座舱内座椅上可以采用专门设计的个人充气椅垫。(4)控制系统，可采用人工控制和自动控制。对于飞机，人工控制有多种控制模式，如驾驶员发现飞机坠毁不可避免时，在飞机强迫着陆时和在地面滑行冲出跑道时等，根据情况人工启动相应模式的救生系统；自动控制系统则在自动检测系统探测到飞机或直升机危险状况不可挽救时，或者遭受袭击坠落时自动启动救生系统。2.方案论证2.1接地速度飞机或直升机下落接触地面时的速度称接地速度。它取决于降落伞伞衣面积和飞机或直升机下落方向的阻力系数。此速度又是决定产生冲击过载的主要因素。由于降落伞的伞衣面积与接地速度的平方成反比，从救生角度考虑希望接地速度越小越好，但伞的面积和重量将成二次方倍数增长。本方案中接地速度将控制在可接受的范围，在可行和可接受范围内使接地速度尽量小。2.2飞机或直升机下落接触地面时的姿态飞机或直升机下落与地面接触时机身轴线应与地水平面呈一定角度，并且机身尾段先撞击地面，它的设计目的是利用机身尾段吸收撞击动能，并将产生的过载控制在人体(或绝大多数人体)可承受的范围。由于机身轴线与地水平面呈一定角度，当尾段撞击地面时可以使机上乘员(注意应使机上所有乘员座椅方向朝前)所承受的过载是在人体最大承载能力方向，即胸向背方向，同时使人椅系统的过载在结构可承受范围内。机身轴线与地水平面夹角应根据飞机或直升机具体情况计算确定。2.3飞机或直升机尾段的撞击动能吸收此方案可利用现有飞机和直升机尾段结构吸收撞击动能，如不能满足要求或不理想也可以重新按吸能要求设计，或者在尾段另外设计吸能部件，设计要求应该是满足人体承受过载要求。即保证飞机或直升机尾段撞击地面时有一定的缓冲行程，因冲击过载与缓冲行程有关，计算表明在有1米缓冲行程时，当接地速度达到30米/秒时的冲击过载可控制在50G以内，在接地速度达到20米/秒时冲击过载约为20G。在极短时间内人体胸向背方向可承受50G过载。尾段撞击吸能的设计应最大限度吸收撞击动能。它的另一个作用是减少飞机或直升机二次撞击的可能性。2.4减震缓冲装置为防止机身二次撞击和机身(中、前段)落地时产生的冲击过载，必要时可采用减震缓冲装置如下2.4.1鳞囊系统是装在飞机下部或直升机机身下部的机内可充气释放气囊。如飞机机身腹部(前、中、尾部)，机翼下部或发动机短舱下部。正常时装在机内(如机身下部的内外蒙皮之间)。在飞机或直升机救生下落时或机尾撞击地面时充气弹出用以吸收撞击动能和减震缓冲。鳞囊可设计成多用途，如水上迫降或坠入海中时起漂浮作用，可作为乘员救生船，救生漂浮垫和救生信标等。2.4.2可充气椅垫乘员与座椅互相接触，在本方案中在承受过载时椅垫可以起到保护乘员作用，但现有机身椅垫较薄，也未按最大承受过载设计。可充气椅垫可在现有椅垫中夹有可充气气囊，它的座垫和背靠垫气囊可根据飞机或直升机尾段先撞击地面及前部机身落地时产生的过载设计。2.4.3辅助动力装置(APU)推力缓冲装置在民用中大型飞机上多装有辅助动力装置，一般作为地面或低空时的飞机空调系统气源，也用于主发动机起动用电源和气源以及空中辅助电源。它是一台发动机，可以产生具有一定压力和流量很大的空气，所以在本方案中可将其作为产生推力的气源，设计推力喷口后在应急情况下产生喷向地面的推力以达到减震缓冲减小机身落地速度的作用。2.4.4火箭发动机缓冲装置适航性允许飞机装有助推动力装置用于在短时间内及在应急情况下提供功率或推力，以改善飞机性能和安全性。因此在飞机设计同时可以考虑在应急情况下用助推动力装置，如火箭发动机产生向下推力以达到缓冲目的，减小飞机机身落地速度产生的过载，使飞机安全救生。此时火箭发动机应设计推力转向装置。2.4.5主发动机下反推力装置现有飞机主发动机有些装有反推力装置，用于减少着陆滑跑距离，它有两个位置，正常位置和反推力位置，可设计第三位置使推力向下，在应急救生时，当发动机仍可工作时利用下反推力实施飞机落地减震缓冲。3.整机救生和解体救生按上述方案对于小、中、大型(重量可达百吨，甚至更重)飞机和现有直升机完全可以实现整机救生。对于特大型的如300多吨重的重型飞机可采用解体救生，即将机翼(包括翼吊发动机，主起落架等)分解掉，再用降落伞按上述方案将机身段安全降落实现救生。对于直升机应先将旋翼分解掉或采用旋翼止动措施后再按上述方案实施救生。4.结论综上所述，本文从理论上简要证明了此方案完全可以在除极端的情况——如空中爆炸外的飞机和直升机失事时起到救生作用，能在飞机可能坠毁的危险情况下挽救更多人的生命。实际上在过去很多的空难本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：张宝霖，
申请(专利权)人：张宝霖，
类型：发明
国别省市：