(
(72) Автор(ы): Беллавин М.С. (73) Патентообладатель(и): Беллавин Михаил Сергеевич

(54) УЛАВЛИВАЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО RU № 2174091 B64F1/02

(57) Реферат:

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для улавливания и плавного опускания на землю неисправных самолетов. Улавливающее устройство содержит сеть, состоящую из сплетенных металлических канатов. В четыре угла сети продеты стропы, каждый из которых надет на крюк, закрепленный на раме соответствующего вертолета. Изобретение позволяет избежать гибели людей и разрушения зданий путем улавливания и опускания на землю пилотируемых, в том числе и пассажирских, неисправных самолетов. 2 ил.

Изобретение относится к авиации и может использоваться для улавливания и плавного опускания на землю неисправных самолетов.

Известно улавливающее устройство, содержащее сеть, которая связана с транспортным средством (судном) стропом, удерживается в воздухе посредством подъемного крыла и предназначена для улавливания и плавного опускания легких беспилотных летательных аппаратов (см. патент US 4753400 А, кл В 64 F 1/02, опубл. 28.06.1988). Однако данное устройство нельзя использовать для пилотируемых (более тяжелых) неисправных самолетов.

Целью изобретения является создание такого улавливающего устройства, которое могло бы улавливать и плавно опускать на землю пилотируемые, в том числе и пассажирские, неисправные самолеты. Указанная цель достигается тем, что сеть состоит из металлических канатов и имеет на каждом из четырех углов по стропу, каждый из которых надет на крюк, закрепленный на раме вертолета.

На фиг. 1 изображено улавливающее устройство, вид сверху. На фиг.2 изображено то же, вид сзади.

Улавливающее устройство состоит из сплетенных между собой поперечных 1 и продольных 2 канатов. Площадь сети примерно 1000-8000 кв.м. (фиг.1). В четыре угла сетки продеты стропы 3, надетые на имеющие защелки крюки 4, прикрепленные к рамам 5 четырех вертолетов 6 (фиг.2).

Устройство используется следующим образом. Вдоль воздушной трассы расположены вертолеты с пилотами наготове и с прикрепленной к ним металлической сетью. При получении пилотами сигнала о помощи с пролетающего самолета 7 четыре вертолета с сетью взлетают и летят в ту же сторону, что и неисправный самолет. Его пилот, выключая двигатель, сажает самолет 7 на сеть. Т.к. вертолеты не могут развить большую скорость из-за сопротивления сети, то их скорость будет порядка 100 км/час. Скорость неисправного самолета при приземлении на сеть будет примерно 200 км/час. После приземления на сеть скорость самолета 7 уменьшается, а скорость вертолетов увеличивается в результате того, что самолет тянет сеть впереди вертолетов (фиг.1). Когда скорость неисправного самолета упадет до нуля, вертолеты снижаются. Опустив сеть с самолетом на землю, вертолеты сами садятся на нее. Экипаж и пассажиры выходят из самолета. Потом вертолеты поднимают сеть с самолетом и доставляют в определенное место.

Использование улавливающего устройства предложенной конструкции позволит получить следующий технико-экономический эффект. Так, при падении неисправного самолета гибнут пассажиры, пилоты, а также разрушаются здания, в которых находятся люди. Это приносит невосполнимый ущерб государству. Применение улавливающего устройства предложенной конструкции позволит избежать гибели людей и разрушения зданий. Это предотвратит невосполнимый ущерб государству.

Формула изобретения

Улавливающее устройство, содержащее сеть, связанную с транспортным средством посредством, по меньшей мере, одного стропа, отличающееся тем, что сеть состоит из сплетенных металлических канатов и имеет на каждом из четырех углов по стропу, каждый из которых надет на крюк, закрепленный на раме соответствующего вертолета.

РИСУНКИ

Система управления торможением летательного аппарата при посадке на палубу корабля

SU № 1797242
(51) МПК 6 B64F1/02
(12) ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯк авторскому свидетельству
Статус: по данным на 28.01.2013 - прекратил действие:

(21), (22) Заявка: 4787595/22, 31.01.1990
(45) Опубликовано: 20.09.1995
(71) Заявитель(и): Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова
(72) Автор(ы): Калинин Ю.И.
(54) СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ПОСАДКЕ НА ПАЛУБУ КОРАБЛЯ
(57) Реферат:
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления торможения, и предназначено для установки на маневренные летательные аппараты. Цель изобретения - повышение вероятности посадки летательного аппарата на палубу корабля в сложных метеорологических условиях путем вывода его на ось посадочной площадки. Для этого в систему вводят тормозной механизм крюков зацепления 43, трос аэрофинишера 42, блок включения питания 38, второй электрогидропривод торможения, два тензодатчика 24, 25, два усилителя 26, 27, сумматор 37, три компаратора 28 30. Устройство управления дроссельным краном, выполненное в виде блока задержки 31, элемента НЕ 32, элемента И 33, электрогидропривода дроссельного крана 34 и сумматора 35. При этом блок управления торможением колес 12 выполнен в виде четырех сумматоров 13 16, трех элементов И 9 11, генератора импульсов 20, ключевого элемента 19, интегратора 18, блока дифференцирования 17, формирователя сигнала, соответствующего скорости свободнокатящегося колеса 21 и двух блоков реле 22 и 23, причем тормозной механизм зацепления выполнен в виде двух симметричных тормозных крюков 44, 45, скрепленных единой осью, гидроцилиндра выпуска тормозных крюков 41, демпфера колебаний 40. 1 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления торможения (СУТ), и предназначено для установки на маневренные летательные аппараты (ЛА).
Известна СУТ, в которой используются сигналы, пропорциональные частотам вращения нетормозного и тормозного колес, а также вычисляется коэффициент относительного проскальзывания S=( нт- т)/ нт. Для регулирования объектов с экстремальной характеристикой, какими являются эластичные тормозные колеса, при непрерывном движении оптимальной области работы в результате изменения внешних возмущений или параметров внутреннего состояния объектов используется самонастраивающаяся система управления с поиском предельного значения коэффициента сцепления сц. Жесткая программа в системе заменена поиском наивыгоднейших областей или режимов работы. СУТ реагирует на знак величины сц/ S, увеличивая или уменьшая тормозное давление для получения максимального качества работы системы. Однако данная СУТ не может быть использована в случае зацепления тормозным крюком за трос.
Известна система автоматического управления торможением колес самолета, которая содержит датчики угловых скоростей, установленных на колесах, каждый из которых снабжен тормозным устройством, блоком управления торможением колес, выход которого соединен со входами электрогидроприводов торможения. Однако в случае значительных боковых отклонений ЛА от осевой линии посадочной площадки аэрофинишер не обеспечивает эффективного торможения при зацеплении за трос. Эти отклонения появляются вследствие ошибок пилотирования, появления сложных метеоусловий и др. Летчик в момент зацепления крюка испытывает большую продольную перегрузку и не способен убрать боковые отклонения путем торможения колесами шасси, а также отключать силовую установку. Отсюда, при посадке ЛА на взлетно-посадочные полосы (ВПП) ограниченных (малых) размеров и под углом к оси ВПП возможно выкатывание ЛА за боковые границы. Посадка параллельно оси ВПП с боковым отклонением приводит к неравномерной (сверх расчетной) нагрузке на трос аэрофинишера, что вызывает его разрыв.
Цель изобретения повышение вероятности посадки ЛА на палубу корабля в сложных метеорологических условиях путем вывода его на ось посадочной площадки.
Поставленная цель достигается тем, что в системе управления торможением летательного аппарата при посадке на палубу корабля, содержащей два датчика угловых скоростей, установленных на колесах, каждый из которых снабжен тормозным устройством, блок управления торможением колес, выход которого соединен с входом первого электрогидропривода торможения, введены тормозной механизм крюков зацепления, трос аэрофинишера, блок включения питания, второй электрогидропривод торможения, два тензодатчика, два усилителя, сумматор, три компаратора, устройство управления дроссельным краном, выполненное в виде последовательно соединенных блока задержки, элемента НЕ, элемента И, электрогидропривода дроссельного крана и сумматора, второй вход которого соединен с ручкой управления двигателя, при этом блок управления торможением колес выполнен в виде четырех сумматоров, трех элементов И, генератора импульсов, ключевого элемента интегратора, блока дифференцирования, формирователя сигнала, соответствующего скорости свободнокатящегося колеса, и двух блоков реле, при этом выходы первого и второго датчиков угловых скоростей соединены соответственно с первым и вторым входами первого сумматора блока управления торможением колес и первым и вторым входами формирователя сигнала, соответствующего скорости свободнокатящегося колеса, выход которого соединен с первыми входами второго и третьего сумматоров блока управления торможением колес, вторые входы которых соединены с выходом первого сумматора, который через блок дифференцирования соединен с первым входом четвертого сумматора блока управления торможением колес, выход второго сумматора через первый блок реле соединен с первым входом ключевого элемента, выход третьего сумматора соединен с первым входом второго блока реле, второй вход которого соединен с выходом формирователя скорости свободного колеса, выход второго блока реле соединен с вторым входом четвертого сумматора, выход которого соединен с первым входом интегратора, выход которого соединен с вторым входом ключевого элемента, выход которого соединен с первыми входами первого и второго элементов И блока управления торможением колес, второй вход первого элемента И соединен с выходом первого компаратора, второй вход второго элемента И соединен с выходом второго компаратора, выход третьего компаратора соединен с третьими входами первого и второго элементов И, первым входом третьего элемента И блока управления торможением колес и входом блока задержки устройства управления дроссельным краном, второй вход элемента И которого соединен с блоком включения питания, который соединен с входом генератора импульсов, выход которого соединен с вторым входом третьего элемента И, выход которого соединен с вторым входом интегратора, выход первого тензодатчика через первый усилитель соединен с первыми входами сумматора, первого и второго компараторов, выход второго тензодатчика через второй усилитель соединен с вторыми входами сумматора, первого и второго компараторов, выход сумматора соединен с входом третьего компаратора, при этом выходы первого и второго элементов И блока управления торможением колес соединены соответственно с первым и вторым электрогидроприводом торможения, каждый из которых соединен с тормозным устройством колес, причем тормозной механизм крюка зацепления выполнен в виде симметричных тормозных крюков, скрепленных единой осью, гидроцилиндра выпуска тормозных крюков и демпфера колебаний, при этом внутренний шарнир тормозного механизма соединен с гидроцилиндром выпуска тормозных крюков и демпфером колебаний, на внешней поверхности симметричных тормозных крюков установлены тензодатчики, а выход блока питания соединен с гидроцилиндром выпуска тормозных крюков.
На чертеже приведена принципиальная схема системы автоматического торможения, где обозначены: 1, 2 датчики угловой скорости (ДУС), правый и левый; 3, 4 колеса основных стоек шасси; 5, 6 тормозные устройства колес; 7, 8 первый и второй электрогидроприводы; 9-11 первый, второй и третий элементы И; 12 блок управления торможением колес; 13-16 первый, второй, третий и четвертый сумматоры блока управления торможением колес; 17 дифференцирующее звено; 18 интегратор; 19 ключевой элемент; 20 генератор; 21 формирователь сигнала, соответствующего скорости свободнокатящегося колеса; 22 первый блок реле; 23 второй блок реле; 24, 25 первый и второй тензодатчики; 26, 27 первый и второй усилители; 28-30 первый, второй и третий компараторы; 31 блок задержки; 32 элемент НЕ; 33 четвертый элемент И; 34 электрогидропривод дроссельного крана; 35 первый сумматор; 36 дроссельный кран двигателей; 37 второй сумматор; 38 блок включения питания; 39 втулка; 40 демпфирующее колебание; 41 гидроцилиндр выпуска тормозных крюков; 42 трос аэрофинишера; 43 тормозной механизм крюков зацепления; 44, 45 два тормозных крюка зацепления, скрепленных единой осью.
Система работает следующим образом.
За несколько секунд до посадки на воздушном участке траектории летчик включает блок 38 для выпуска крюка 44-45 посредством гидроцилиндра 41. После этого включает на максимальное значение тягу двигателей с тем, чтобы при неудачном заходе и приземлении уйти на второй круг с такой тягой. При зацеплении крюка за трос 42 с неравными плечами в половинах крюка вызываются неравные изгибающие силы, которые воспринимаются тензодатчиком 24 и 25, сигналы которых усиливаются на блоках 26, 27 и подаются на сумматор 37 и компаратор 29. После сравнения с установленным напряжением И компаратор 29 выдает сигнал на элемент И 11 для запуска генератора импульсов 20, сигналы которого, пройдя блоки 18 и 19, поступают на элементы И 9, 10 и на электроприводы 7, 8 тормозных устройств 5, 6 колес 2, 4. САТ строится на основе использования тахогенераторов ДУСов 1, 2, дифференцирующего 17 и интегрирующего 18 устройств с цепями коррекции, а также электрогидроприводов 7, 8. В контуре управления подстройка давления происходит по интегральному закону в зависимости от рассогласования ДУСов 1, 2. Контур 13-17-16-18-19 обеспечивает подстройку тормозного давления в соответствии с моментом сцепления колес. Пройдя интегратор 18 сигналы достигают значения, при котором срабатывает ключевой элемент 19', подающий сигнал для включения электрогидроприводов 7, 8 для растормаживания колес 3 и 4. При этом тормозной момент начинает уменьшаться, а угловая скорость т колеса увеличивается. Для плавного увеличения интенсивности торможения в зависимости от длины пробега и с учетом уменьшения износа пневматиков используется генератор импульсов 20. Генератор осуществляет скользящий режим работы тормозных устройств 5 и 6 и посылает импульсы на элемент И 11, на другой вход которой поступают импульсы с компаратора 29. Сигналы со схемы И 11 поступают на второй вход интегратора 18. Таким образом контур 13-17-16-18-19 обеспечивает подстройку уровня тормозного давления в соответствии с располагаемым моментом сцепления. Инерционность исполнительных агрегатов 7, 8 требует использования в системе нелинейного преобразователя ошибки системы по скорости. Для этого параллельно данному каналу включен канал 21-22-19, реагирующий на снижение скорости колеса и срабатывающий при повышении фиксированного проскальзывания Sдо, осуществляющий защиту от юза, когда быстродействие канала недостаточно. Т.к. САТ относится к экстремальным системам с запаздыванием, то путем введения компенсации запаздывания можно уменьшить колебания в системе включением релейных блоков 22 и 23. Для повышения точности реализации зависимости f(V) требуется введение нелинейного блока 2-х переменных блока 22. Формирователь сигнала, соответствующего скорости свободного колеса 21, выдается сигнал пк, который подается на 2 сумматора 14 и 15, где организуется нк т т и далее подается на блоки реле 22 и 23. На блок 22 2-х переменных подается еще нк с блока 21. С помощью нелинейного блока 22 осуществляется связь напряжения на блоке 18 с положением рабочей точки на характеристике сцепления. Если она находится на левом склоне кривой (S), то интегратор заряжается и давление увеличивается, если на левой то интегратор разряжается. Если скольжением S превышается значение И2, срабатывает блок 23 и сигнал на входе электрогидроприводов 7, 8 обнуляется, что приводит к быстрому растормаживанию колес. Суммарный сигнал ускорений колес И, поступающий на вход интегратора 18, повышает динамические свойства САТ за счет компенсации инерционностей. Другой сигнал с блока включения 38 подается на элемент И 33 для подготовки схемы автоматики выключения двигателей ЛА (37-28-30, 31, 32, 33-35). Сигналы с тензодатчиков 24 и 25, воспринимающие боковые составляющие сил на половинах крюка, поступают в усилители 26 и 27 и далее на компараторы 28 и 30. При сравнении сигналов при равноплечих концах троса и равенстве усилий в них с компаратора 29 и далее соединенных с ним блока задержки 31, "НЕ" 32, элемента И 33 будет выдаваться сигнал на отключение двигателей ЛА. Элемент задержки 31 не позволяет реагировать на крутые передние фронты, а дает возможность согласовать настройку компаратора 29. Сигнал с компаратора 29 подается на электрогидравлический привод 36 и на дроссельный кран двигателей 36 подачи топлива. Другой сигнал с компаратора 29 подается на элемент И 11 для включения генератора импульсов 20, управляющего работой интегратора 18. Процесс посадки ЛА на палубу корабля как обязательный элемент включает уход на второй круг, который вследствие ограниченности полосы сопряжен с большими трудностями. Поэтому за несколько секунд до касания троса при полете ЛА на воздушном участке траектории летчик включает тягу двигателей на максимальное значение с тем, чтобы при неудачной посадке уйти на второй круг с максимальной тягой. Отключать двигатели необходимо во время пробега после зацепления за трос, когда развивается большое значение продольной перегрузки nх и летчик находится в условиях повышенной психологической нагрузки.
Формула изобретения
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЖЕНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ПОСАДКЕ НА ПАЛУБУ КОРАБЛЯ, содержащая два датчика угловых скоростей, установленных на колесах, каждый из которых снабжен тормозным устройством, блок управления торможением колес, выход которого соединен с входом первого электрогидропривода торможения, отличающаяся тем, что, с целью повышения вероятности посадки летательного аппарата на палубу корабля в сложных метеорологических условиях путем вывода его на ось посадочной площадки, в систему введены тормозной механизм крюков зацепления, трос аэрофинишира, блок включения питания, второй электрогидропривод торможения, два тензодатчика, два усилителя, сумматор, три компаратора, устройство управления дроссельным краном, выполненное в виде последовательно соединенных блока задержки, элемента НЕ, элемента И, электрогидропривода дроссельного крана и сумматора, второй вход которого соединен с ручкой управления двигателя, при этом блок управления торможением колес выполнен в виде четырех сумматоров, трех элементов И, генератора импульсов, ключевого элемента, интегратора, блока дифференцирования, формирователя сигнала, соответствующего свободнокатящегося колеса и двух блоков реле, при этом выходы первого и второго датчиков угловых скоростей соединены соответственно с первым и вторым входами первого сумматора блока управления торможением колес и первым и вторым входами формирователя сигнала, соответствующего скорости и свободнокатящегося колеса, выход которого соединен с первыми входами второго и третьего сумматоров блока управления торможением колес, вторые входы которых соединены с выходом первого сумматора, который через блок дифференцирования соединен с первым входом четвертого сумматора блока управления торможением колес, выход второго сумматора через первый блок реле соединен с первым входом ключевого элемента, выход третьего сумматора соединен с первым входом второго блока реле, второй вход которого соединен с выходом формирователя скорости свободного колеса, выход второго блока реле соединен с вторым входом четвертого сумматора, выход которого соединен с первым входом интегратора, выход которого соединен с вторым входом ключевого элемента, выход которого соединен с первыми входами первого и второго элемента И блока управления торможением колес, второй вход первого элемента И соединен с выходом первого компаратора, второй вход второго элемента И соединен с выходом второго компаратора, выход третьего компаратора соединен с третьими входами первого и второго элементов И, первым входом третьего элемента И блока управления торможением колес и входом блока задержки устройства управления дроссельным краном, второй вход элемента И которого соединен с блоком включения питания, который соединен с входом генератора импульсов, выход которого соединен с вторым входом третьего элемента И, выход которого соединен с вторым входом интегратора, выход первого тензодатчика через первый усилитель соединен с первыми входами сумматора, первого и второго компараторов, выход второго пьезодатчика через второй усилитель соединен с вторыми входами сумматора, первого и второго компараторов, выход сумматора соединен с входом третьего компаратора, при этом выходы первого и второго элемента И блока управления торможением колес соединены соответственно с первым и вторым электрогидроприводом торможения, каждый из которых соединен с тормозным устройством колес, причем тормозной механизм зацепления выполнен в виде двух симметричных тормозных крюков, скрепленных единой осью, гидроцилиндра выпуска тормозных крюков и демпфера колебаний, при этом внутренний шарнир тормозного механизма соединен с гидроцилиндром выпуска тормозных крюков и демпфером колебаний, при этом на внешней поверхности симметричных тормозных крюков установлены тензодатчики, а выход блока питания соединен с гидроцилиндром выпуска тормозных крюков.
РИСУНКИ
Рисунок 1

Устройство управления тормозным крюком летательного аппарата

RU № 2067951 (13) C1
(51) МПК 6 B64C25/68
Статус: по данным на 05.10.2012 - прекратил действиеПошлина: учтена за 3 год с 18.03.1995 по 17.03.1996

(21), (22) Заявка: 93013984/11, 17.03.1993
(45) Опубликовано: 20.10.1996
(71) Заявитель(и): Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова
(72) Автор(ы): Кабачинский В.В.,Калинин Ю.И.,Филиппов Г.Н.,Токарев А.П.

(54) УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЗНЫМ КРЮКОМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
(57) Реферат:
Изобретение относится к области авиации и предназначено для установки на летательные аппараты корабельного базирования. Устройство управления тормозным крюком летательного аппарата содержит тормозной крюк с амортизатором, замком, штангой, захватом 40 за трос 42 аэрофинишера, дистанционно управляемый привод крюка, индикатор 2 на лобовом стекле с видеосмесителем 7. Привод выполнен следящим электрогидравлическим 36 и усилителем-сумматором 37. Устройство снабжено кнюпелем с датчиком положения 10, установленными на ручке 11 управления, и датчиком положения крюка. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Изобретение относится к области авиации и предназначено для установки на летательные аппараты (ЛА) корабельного базирования при посадке на палубу.
Известны системы выпуска самолетных тормозных крюков (гаков) при зацеплении за тросы, натянутые на палубе корабля (аэрофинишеры), к ним относится система управления тормозным крюком палубного самолета F14 [1] В системе могут быть 2 положения крюка: "выпущено" на воздушном участке траекторий до зацепления и "убрано" после посадки на палубу авианосца. Тормозной крюк (гак) содержит гидроамортизатор, штангу, захват, шарнирные соединения, замок убранного положения.
Посадочный радиолокационный комплекс (ПРЛК) выводит такого типа ЛА в фиксированную область по высоте Н, курсу , дальности Д при известном значении скорости V, определяемом автоматом тяги, и далее летчик пилотирует по глиссаде, образуемой оптической системой посадки, если не поступил сигнал "запрета посадки". Этот этап отличается большой напряженностью и дефицитом времени для летчика (0,8-1 с) полет от кормы корабля до зацепления.
Однако данная система управления тормозным крюком не учитывает изменение параметров полета ЛА непосредственно перед касанием палубы, обусловленное самим алгоритмом управления посадкой: переход с траекторного управления на стабилизацию углового положения, перевод рукоятки управления двигателями (РУД) на режим "максимал", и, следовательно, не влияет на точность зацепления гака за один из тросов аэрофинишера.
Известна система управления тормозным крюком палубного самолета F/A-18 [1] В системе также могут быть 2 положения крюка: "выпущено" на воздушном участке посадочной траектории и "убрано" после посадки на палубу авианосца.
Тормозной крюк самолета F/A-18 крепится к внешнему фиксированному пилону. Вертикальный силовой цилиндр-амортизатор крепится верхним концом к планеру самолета, а нижним к шарнирному соединению тормозного крюка. Для обеспечения посадки при отклонении от курса тормозной крюк может шарнирно поворачиваться в горизонтальной плоскости на угол 20o.
Во время уборки тормозного крюка пружинно-масляный амортизатор, расположенный в корневой части, удерживает его в центральном положении, после уборки срабатывает замок убранного положения, а резиновый амортизатор предотвращает удар тормозного крюка о планер самолета.
Однако дискретное положение тормозного крюка ("выпущено убрано") не влияет на точность зацепления за трос аэрофинишера.
Задача захода на посадку и посадки на авианосец является прецизионной по точности, поскольку она обусловлена внешними условиями, характеристиками авианосца и характеристиками системы "летчик-планер-двигатель". При посадке предъявляются весьма жесткие требования по летным характеристикам и пилотажным качествам. Посадка на аэрофинишер выполняется при различных сочетаниях тормозящей силы и отрицательных продольных ускорений самолета, при разных массах самолета и боевой нагрузки.
Предлагаемым изобретением решается задача повышения точности и безопасности зацепления самолетного тормозного крюка (гака) за трос аэрофинишера и уменьшения количества повторных заходов на посадку палубных многоместных ЛА.

Устройство управления тормозным крюком летательного аппарата. Продолжение

RU № 2067951 (13) C1
(51) МПК 6 B64C25/68
Для решения указанной задачи в устройстве привод выполнен следящим электрогидравлическим с усилителем-сумматором, устройство снабжено кнюпелем с датчиком положения, устанавливаемыми на ручке (штурвале), и датчиком положения крюка, при этом выходы датчика положения кнюпеля, датчика положения крюка и тумблера выпуска и уборки связаны со входами усилителя-сумматора электрогидропривода; устройство выполнено с вычислителем положения тормозного крюка, состоящего из последовательно связанных компараторов, делителей напряжений, логического устройства, входы вычислителя связаны с датчиками малых высот, воздушной скорости, угла тангажа, вертикальной скорости, обжатия стоек, тензодатчиком на крюке и радиоприемником линии передачи сигналов управления по параметрам дальности и углов дифферента корабля, а выход вычислителя связан с сумматором электрогидравлического привода; снабжено телевизионной передающей камерой, оптически связанной с объективом, прицельной сеткой, следящим зеркалом, стабилизированным в горизонте и установленными в задней нижней части фюзеляжа ЛА, причем выход телевизионной камеры соединен со входом видеосмесителя индикатора на лобовом стекле, другие входы видеосмесителя соединены с вычислителем запрета посадки, с датчиком обратной связи положения электрогидропривода, выходом вычислителя положения тормозного крюка, а вход-сумматор следящего электрогидропривода связан с датчиком положения кнюпеля; снабжено блоком адаптивного демпфирования при ударе тормозного крюка о палубу, вход которого соединен с датчиком вертикальной скорости, а выход связан со входом усилителя-сумматора электрогидропривода тормозного крюка.
Система автоматизированного управления тормозным крюком предназначена для пилотирования вторым летчиком экипажа.
На фиг. 1 изображена общая блок-схема системы; на фиг. 2 кинематика зацепления за трос; на фиг. 3 зависимость управляемого тормозящим крюком диапазона дальности зацепления за трос аэрофинишера от угла тангажа.
На чертежах обозначено: 1 глаз летчика; 2 пилотажный визир, индикатор на лобовом стекле; 3 отражатель; 4 коллиматорная линза; 5 - электронно-лучевая трубка (ЭЛТ); 6 тумблер выпуска тормозного крюка (гака); 7 видеосмеситель; 8 вычислитель "запрета посадки"; 9 линия передачи сигналов управления (ЛПСУ); 10 датчик положения кнюпеля; 11 ручка (штурвал) управления; 12 датчик положения ручки управления; 13 система механической загрузки усилий управления (Кш); 14 рулевой агрегат управления; 15 бустер; 16 поверхность управления; 17 вычислитель управления тормозным крюком; 18 датчик обжатия стоек шасси; 19 датчик малых высот Н (лазерный, изотопный); 20 преобразователь сигналов дальности Д; 21 датчик скорости; 22 преобразователь сигналов дифферента корабля к; 23 датчики угла тангажа; 24 датчик вертикальной скорости; 25 компаратор; 26 делитель напряжения; 27 логическое устройство; 28 тумблер; 29 осветитель; 30 телевизионная камера; 31 зеркало со следящим приводом; 32 - транспарант с нанесенной прицельной сеткой перекрестия; 33 объектив; 34 - передающая телевизионная трубка; 35 штанга; 36 электрогидропривод крюка (гака); 37 усилитель электрогидропривода (сумматор); 38 блок адаптивного демпфирования крюка; 39 тензодатчик; 40 захват крюка (гака); 41 палуба авианосца; 42 тросы.
Пилотажный визир-индикатор на лобовом стекле 2, состоящий из полупрозрачного отражателя 3, коллиматорной линзы 4 и ЭЛТ 5, через видеосмеситель 7 соединен с вычислителем 8 "запрета посадки", который, в свою очередь, связан с линией передачи сигналов управления (ЛПСУ) с аппаратуры корабля. Видеосмеситель 7 другими входами соединен через выключатель 28 с выходом вычислителя 17 управления тормозным крюком и с выходом телевизионной камеры 30, состоящей последовательно из управляемого зеркала 31, транспаранта с перекрестием сетки 32, объектива 33 и приемной телевизионной трубки 34, следящий привод зеркала 31 соединен с датчиком угла тангажа 23. Включение телевизионной камеры 30 сопряжено с включением питания освещения 29.
Система управления ЛА, состоящая из ручки управления 11 с расположенными на ней кнюпелем 10, датчиком углов отклонения 12 системы механической загрузки усилий управления 13, рулевого агрегата управления (РАУ) 14 и бустера 15, связанными с рулевыми поверхностями 16 управления, посредством электрических датчиков положения кнюпеля 10 соединена с усилителем-сумматором 37 электрогидропривода крюка 36. Усилитель 37 электрогидропривода другими входами связан через выключатель 28 с вычислителем 17 управления тормозным крюком, с тумблером 6 выпуска крюка, датчиком обратной связи положения привода крюка 36, блоком 38 адаптивного демпфирования крюка при ударе, который, в свою очередь, соединен с датчиком 24 вертикальной скорости. Датчик положения обратной связи 36 связан с видеосмесителем 7. На штанге 35 крюка с захватом 40 троса 42 расположен тензодатчик 39, связанный с усилителем-сумматором 27 вычислителя 17 тормозного крюка. Входы логического устройства 27 связаны последовательно через коэффициенты-делители напряжения 26 и компараторы 25 с датчиком обжатия стоек шасси 18, датчиком малых высот 19, преобразователем сигналов дальности Д 20, датчиком скорости V 21, преобразователем сигналов дифферента корабля к 22, датчиком тангажа 23, вертикальной скорости Vy 24. Преобразователи сигналов дальности и дифферента корабля соединены с линией передачи сигналов (ЛПСУ) 9 радиоприемником, получающим информацию от аппаратуры корабля.
По расчетам для существующих типов ЛА корабельного базирования выигрыш по диапазону дальности с управляемым и неуправляемым тормозным крюком достигает DX 15-20 м с учетом ограничений геометрии ЛА: lг, hст их взаимного расположения, среднего значения углов тангажа и наклона глиссады.

для = 10 12 2= 15 lг 2 м длина гака
= 6 8 1= 74 X=14,1 м
= -4 hст высота стойки шасси.
Так как X = 14,1 м > 12м среднего расстояния между тросами, то использование данных устройств позволяет управлять процессом посадки и выбирать номер троса.
Для геометрии управляемого тормозного крюка справедливы следующие соотношения:

переднее положение крюка, функция 2 будет принимать максимальные значения при 2< /2 заднее положение крюка.
На фиг. 3 приведена зависимость управляемого тормозным крюком диапазона дальности зацепления за трос от значения угла тангажа при фиксированном значении угла наклона траектории .

Система работает следующим образом: тумблером 6 летчик выпускает тормозной крюк 35 и замыкает выключатель 28 вычислителя 17. После того, как ПРЛК вывел самолет в заданную точку и отсутствуют сигналы "запрета посадки", подаваемые с вычислителя 8 запрета посадки в соответствии с прогнозируемыми параметрами L, Z, Vу, , в режиме стабилизации углов самолета 2-й летчик может управлять и наблюдать на пилотажном визире процесс прицеливания в задней полусфере самолета с помощью телевизионной камеры 30 и перекрестием 32 за захватом крюком 35 троса аэрофинишера.
Для обеспечения удовлетворительных характеристик при посадке летчик должен точно управлять по тангажу для исправления ошибок по глиссаде. Летчик получает возможность корректировать траекторию для зацепления крюком за трос с прецизионной точностью при визуальном контроле картины зацепления, видимой в задней нижней полусфере ЛА. Наблюдение картины зацепления на индикаторе на лобовом стекле 2 и управление углом отклонения (установки) крюка зацепления дают возможность устранять грубые промахи при зацеплении за трос, жесткую посадку ЛА, обрыв троса и др.
Несовпадение углов прицеливания оси телевизионной камеры 30 с прицельной сеткой 32 и тросом 2-й летчик корректирует путем отклонения (нажатия) кнюпеля 10, дистанционно отклоняющего угол установки тормозного крюка ЛА, для чего на вход электрогидравлического привода 36 поступают сигналы с датчика положения кнюпеля ручки управления (штурвала), т.е. летчик с помощью видимого углового изображения тросов аэрофинишера и управляемого крюка зацепления устраняет угловое рассогласование крюка и троса, наводит крюк 35 в точку зацепления за трос аэрофинишера. Летчик может также вмешиваться в управление и отклонять поверхности 16 с помощью ручки управления 11.
Устройство управления тормозным крюком относится к типу смешанных, в которых летчик управляет параллельно с вычислителем 17 углового положения тормозного крюка. На вход вычислителя 17 поступают сигналы с датчиков обжатия стоек шасси 18, малых высот Н (лазерный, изотопный и т.д.) 19, скорости V 21, угла тангажа 23, вертикальной скорости Vy 24, тензодатчика 39, установленного на крюке, и сигналы дальности Д и углов дифферента корабля nк поступающие с радиоприемника ЛПСУ 9 через преобразователи сигналов 20 и 22, а также сигналы выпуска крюка 6. Указанные сигналы проходят через компараторы 25, делители напряжения К 26 и поступают на логическое устройство 27.
В логическом устройстве 27 реализуются следующие алгоритмы управления:

Допуски сигналов датчиков, поступающих на компараторы, реализованных на ограничениях а-а5, b-b5 в дискретных точках, выбираются экспериментальным путем из условия получения сигналов вычислителя 17 при касании ЛА палубы и ухода на 2-й круг. В дискретных точках компараторы 25 контролируют прохождение ЛА заданной траектории.
Алгоритм автоматического управления положением гака реализуется в логическом устройстве 27. Крайние положения гака для зацепления за трос аэрофинишера 2 1. Угол 2 соответствует состоянию, когда линия, образуемая башмаком гака (точка В) и основными стойками шасси в обжатом состоянии (точка А), параллельна посадочной палубе (наиболее позднее зацепление). В этом случае самое крайнее положение гака 2 определяется по формуле:

2= - + к (5),

где

где hосб высота основных стоек шасси в обжатом состоянии;

Xг расстояние "центр масс гак";

Xc расстояние "центр масс основные стойки шасси"

lг длина тормозного крюка (гака);

к угол дифферента корабля;

угол тангажа ЛА.
Угол v1 соответствует состоянию, когда гак перпендикулярен траектории снижения (наиболее раннее зацепление)

где угол наклона траектории; при посадке q отрицателен.
В этом диапазоне углов можно выделить поддиапазон, обеспечивающий зацепление без "хлыста" зацепление за трос аэрофинишера не ранее момента касания основных стоек посадочной палубы

где 2 определяется по формуле (5), а аналогичен углу 2, но соответствует необжатым основным стойкам шасси

где

где hc высота основных стоек шасси в необжатом состоянии.
Необходимость управления угловым положением гака определяется:

а) в диапазоне посадка без "хлыста" пролетом кормового среза корабля без зацепления гаком;

б) в диапазоне обеспечение зацепления за трос в критической ситуации, когда вероятен "хлыст" и как следствие возможность поломки носовой стойки (не исключается), но уход на 2-й круг по каким-либо причинам невозможен. При этом считается, что ЛА пролетел кормовой срез без зацепления гаком.
Пролет кормового среза без зацепления гаком требует определения углового положения гака и разницы высот над кормовым срезом основных стоек и гака ( hст), фиг. 2, где hк вертикальная составляющая качки.
Принято, что основными стойками шасси ЛА не касается кормового среза (иначе катастрофическая ситуация), поэтому необходимо учитывать только отклонение кормового среза, вызванное угловой качкой дифферентом корабля. Тогда условие незацепления гаком за кормовой срез будет:
для случая а) выполняется всегда, т.к. АВ параллельна палубе корабля;
для случая б) необходимо значение угла отклонения гака при пролете кормового среза задавать по формуле (3). Тогда закон управления положением гака для а) будет:

для случая б)

где D расстояние от расчетной точки касания (РТК) до кормового среза.
Сигналы управления положением гака г через тумблер 28, включаемый одновременно при выпуске гака, подается на усилитель 37 электрогидропривода и для контроля летчику на видеосмеситель 7.
Т. к. касание (удар) гаком палубы происходит с различной вертикальной скоростью Vy, то необходимо менять демпфирование тормозного крюка ;; при малых значениях x; происходит "отскок" крюка, вследствие чего возможен "перескок" аэрофинишера; при больших значениях x возможно разрушение гака. Для исключения "перескока" троса аэрофинишера и исключения разрушающих гак нагрузок необходимо адаптивное демпфирование при ударе гака. Для этого блок 38 адаптивного демпфирования связан с датчиком вертикальной скорости Vy 24, а его выход, реализующий зависимостью x= f(Vу) поступает на усилитель 37. Эта зависимость определяется из уравнения , где hотск величина "отскока" захвата гака после 1-го удара палубы. Его величина не должна превышать высоту положения троса аэрофинишера над посадочной палубой (10-12 см).
После окончания процесса зацепления за трос аэрофинишера сигналы тензодатчика 39, установленного на штанге 35 тормозного крюка, поступают в логическое устройство вычислителя 17 и служат для уборки крюка при 2=0.

"Запрет посадки" реализуется в вычислителе 8 согласно алгоритму:

где прогнозируемое значение вертикальной скорости ЛА в ожидаемой точке касания;

п рогнозируемое значение высоты пролета ЛА кормового среза (КС);

Hдоп.ух допустимая граница высоты безопасного ухода на 2-й круг;

Zдоп допустимая граница предельных боковых отклонений.
Малогабаритная телевизионная камера 30 снабжена комбинированной оптикой объективом 33 (установлен на ) с прицельной сеткой 32, стабилизированным в горизонте зеркалом 31. Передающая трубка типа "видикон" с кремниевой мишенью или прибор с зарядовой связью (ПЗС). Возможно дистанционное переключение поля зрения (20o или 5o), разрешающая способность не менее 400 телевизионных линий на угловой размер поля зрения вдоль строк, при контрастности цели 85% камера видикон размером 17 мм по диагонали, поле зрения по диагонали 20, число строк 525 при отношении сторон растра 3:4, частота кадров 30 Гц. Указанная контрастность и разрешающая способность при освещенности от 1000 до 100000 лк. Смаз изобретения отсутствует [2]

Оптическая система включает в себя дистанционно управляемый механизм изменения поля зрения в отношении 4:1 и привод светофильтра, который позволяет изменять уровень освещенности в 4-10 раз. Неподвижное прицельное перекрестие, центр которого соответствует линии визирования с ошибкой, не превышающей 100 мкрад.
Система, содержащая телевизионную передающую камеру 30 с объективом 33, подвижное зеркало 31 со следящей передачей, транспарант 32 с нанесенным перекрестием, служит базой для определения положения ЛА относительно заданной глиссады планирования и расчетной точки зацепления за трос аэрофинишера.
Камера 30 устанавливается по продольной оси ЛА в зоне расположения точки приземления и таким образом, что ось ее направлена по траектории посадки.
По линии связи изображение передается на видеосмеситель 7 телевизионного приемника на ЭЛТ 5 и далее поступает на коллиматорный визир 2.
Летчик наблюдает на экране визира 2 отклонение ЛА от требуемой траектории посадки и расчетной точки зацепления, обозначенных с помощью визирной сетки относительно тросов аэрофинишера 42, и управляет таким образом, чтобы ликвидировать отклонения.
Летчик, зная размеры ЛА, крюка и его положение относительно палубы корабля, оценивает отклонение и с помощью органов управления изменяет местоположение крюка и ЛА. Использование вычислителя 17 управления тормозным крюком компенсирует запаздывание летчика в принятии решений по отработке внешних воздействий.
Автоматизированное управление тормозным крюком дает возможность предотвратить и устранить такие явления при касании палубы и зацеплении за трос, как удар и "отскок" гака ЛА, снижающегося с большой вертикальной скоростью ("козел"), раннего зацепления за трос, когда не коснулись основные стойки шасси ("хлыст"), обрыв троса, избежать удара тормозным крюком или соплом ЛА о кормовой срез, устранить угол крена при посадке, принудительное зацепление за трос при невозможности выполнить повторный заход из-за нехватки топлива, поломки шасси и ранний износ самого тормозного крюка.
При использовании данного устройства управления тормозным крюком в условиях дальности видимости 60-800 м вероятность успешного зацепления за 2 трос повышается в 1,6-1,8 раз по сравнению с прототипом.
Литература

1. Павленко З.Ф. Корабельные самолеты. М. Воениздат, 1990, с. 972, 60, 92.
2. Быков Р.Е. Сигалов В.М. Эйсенгарт Г.А. Телевидение. М. Высшая школа, 1988, с. 146.

Формула изобретения
1. Устройство управления тормозным крюком летательного аппарата, содержащее тормозной крюк с амортизатором, замком, штангой, захватом за трос аэрофинишера, дистанционно управляемый привод крюка с помощью тумблера, его выпуска и уборки, индикатор на лобовом стекле с видеосместителем, отличающееся тем, что привод выполнен следящим электрогидравлическим с усилителем-сумматором, устройство снабжено кнюпелем с датчиком положения, устанавливаемыми на ручке управления, и датчиком положения крюка, при этом выходы датчика положения кнюпеля, датчика положения крюка и тумблера выпуска и уборки связаны с входами усилителя сумматора электрогидропривода.
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оно выполнено с вычислителем положения тормозного крюка, состоящего из последовательно связанных компараторов, делителей напряжений, логического устройства, входы вычислителя соединены с датчиком малых высот, воздушной скорости, угла тангажа, вертикальной скорости, обжатия стоек, тензодатчиком на крюке и радиоприемником линии передачи сигналов управления по параметрам дальности и углов дифферента корабля, а выход вычислителя соединен с сумматором электрогидравлического привода.
3. Устройство по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что оно снабжено телевизионной передающей камерой, оптически связанной с объективом, прицельной сеткой, следящим зеркалом, стабилизированным в горизонте, и установленными в задней нижней части фюзеляжа летательного аппарата, причем выход телевизионной камеры соединен с входом видеосмесителя индикатора на лобовом стекле, другие входы видеосмесителя соединены с вычислителем запрета посадки, с датчиком обратной связи положения электрогидропривода, выходом вычислителя положения тормозного крюка.
4. Устройство по пп. 1 3, отличающееся тем, что оно снабжено блоком адаптивного демпфирования при ударе тормозного крюка о палубу, вход которого соединен с датчиком вертикальной скорости, а выход связан с входом усилителя-сумматора электрогидропривода тормозного крюка.
РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3

[b]Устройство для взлета и посадки самолетов. Житников Эдуард Дмитриевич патент № 2316453 B64F1/02 от 21.03.2006 г.

Цель изобретения - разработать устройство, обеспечивающее большую компактность и безопасность взлетно-посадочных операций.
[/b]
Поставленная цель достигается путем применения направленного газового потока, создаваемого реактивными двигателями или иными генераторами, установленными вдоль взлетно-посадочной полосы и в ее конце заподлицо с поверхностью полосы.

Такой газовый поток будет создавать газовую подушку, по которой самолеты будут скользить как при взлете, ускоренно отрываясь от полосы, так и при посадке. При посадке поток будет отклоняться навстречу самолету, а в конце взлетно-посадочной полосы конечными генераторами может аварийно создаваться встречная газовая стена высокой плотности, останавливающая выкатывающийся самолет.

При сильном боковом ветре часть генераторов направляет поток в сторону, противоположную направлению ветра, противодействуя сносу самолета.
Работает предложенная газовая подушка следующим образом.

При взлете самолета газовый поток, направленный генераторами 1 под самолет снизу-вверх, позволяет самолету ускоренно отрываться от взлетной полосы, после чего поток, поворачиваясь в сторону взлета, сопровождает самолет, чтобы он не просел.

При посадке встречный газовый поток, создаваемый генераторами 1 и 2, действуя по направлению навстречу-вверх, захватывает самолет еще до контакта с посадочной полосой, а после контакта переводится в лобовое направление.

В случаях, когда самолет может выкатиться за пределы аэродрома, в конце полосы генераторами 3 создается встречная газовая стена, мягко останавливающая самолет.

Самолеты, рассчитанные на подобную технологию посадки, могут снабжаться раскрываемыми поверхностями аэродинамического торможения.

Предложенная взлетно-посадочная газовая подушка может найти примечание на аэродромах, расположенных на стесненных площадях, окруженных высокими строениями или горами, но наиболее эффективно данная система может использоваться на авианосцах, как штатно, так и аварийно.

Аналоги данному изобретению автору не известны.

СПОСОБ ПОСАДКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Тяпкин Н.А. и др. №2005672 B64F/02 от 15.01.94 г.
Изобретение относится к способам электромагнитной посадки летательных аппаратов в условиях укороченной взлетно-посадочной полосы. Задача изобретения - повышение безопасности. Летательный аппарат ориентируют над источниками электромагнитного поля под углом тангажа и осуществляют воздействие электромагнитным полем на хвостовую часть аппарата, затем электромагнитным полем выравнивают аппарат в горизонтальное положение и тормозят аппарат, перемещая поле в зависимости от скорости аппарата. 1 ил.
Изобретение относится к авиации, а именно к системам электромагнитной посадки и торможения летательных аппаратов в условиях укороченной посадочной полосы.
СПОСОБ ПОСАДКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, включающий его приземление на взлетно-посадочную полосу с посадочным углом атаки и торможение при одновременном воздействии на летательный аппарат электромагнитным полем, отличающийся тем, что на этапе приземления воздействуют электромагнитным полем на хвостовую часть летательного аппарата, затем посредством этого же поля уменьшают угол атаки, а торможение летательного аппарата осуществляют посредством бегущего электромагнитного поля.

(54) СПОСОБ ПОСАДКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Патент № 2005669 B64F1/02
авторы - Гусаковский Александр Михайлович и др.


(57) Реферат:

Изобретение относится к авиации, а именно к наземным средствам торможения ЛА. Цель изобретения - расширение эксплуатационных возможностей путем обеспечения посадки ЛА на площадку малой протяженности. В способе посадки ЛА, включающем снижение ЛА, газодинамическое торможение и приземление его на посадочную площадку, торможение осуществляют воздушным потоком, который формируют источниками струй, размешенными на посадочной площадке, и направляют на нижнюю часть крыльев и фюзеляжа ЛА против его посадочной скорости, достигая ее обнуления. Устройство, реализующее способ, выполнено в виде блока компрессоров, объединенных единым плоским соплом. 2 с. п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для осуществления посадки летательных аппаратов (ЛА) на площадке с ограниченными размерами, включая и авианесущие суда.

Известен способ посадки ЛА на площадку ограниченной протяженности, заключающийся в воздействии на ЛА перед его приземлением тормозящего воздушного потока от источников струй (газодинамическое торможение). Однако известный способ имеет ограниченные эксплуатационные возможности, обусловленные главным образом размером посадочной площадки.

Известно устройство для посадки ЛА, содержащее размещенные на посадочной площадке источники газовых струй, создающих воздушный поток, взаимодействующий с аэродинамическими поверхностями ЛА. Однако эксплуатация этого устройства связана с посадочной площадкой значительной протяженностью.

Цель изобретения - расширение эксплуатационных возможностей путем обеспечения посадки ЛА на площадку малой протяженности.

Это достигается тем, что в способе посадки ЛА, включающем снижение с последующим выравниванием, газодинамическое торможение ЛА, приземление на посадочную площадку, газодинамическое торможение осуществляют воздушным потоком, который формируют источниками струй, размещенными на посадочной площадке и направляют на нижнюю часть крыльев и фюзеляжа ЛА против его посадочной скорости, достигая ее обнуления.

Формула изобретения


1. Способ посадки летательного аппарата, включающий снижение с последующим выравниванием, газодинамическое торможение летательного аппарата, приземление на посадочную площадку, отличающийся тем, что, с целью расширения эксплуатационных возможностей путем обеспечения посадки летательного аппарата на площадку малой протяженности, газодинамическое торможение осуществляют воздушным потоком, который формируют источниками струй, размещенными на посадочной площадке, и направляют на нижнюю часть крыльев и фюзеляжа летательного аппарата против его посадочной скорости, достигая ее обнуления.

2. Устройство для посадки летательного аппарата, содержащее размещенные на посадочной площадке источники газовых струй, отличающееся тем, что, с целью расширения эксплуатационных возможностей путем обеспечения посадки летательного аппарата на площадку малой протяженности, в нем источники газовых струй выполнены в виде установленного в центре посадочной площадки блока компрессоров, выходы которых сообщены с общим для всех компрессоров плоским соплом

СПОСОБ АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ СКОРОСТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Патент № 2110449 B64D17/80, B64F1/02 от 10.05.1998 г.
Таланов Борис Петрович
(57) Реферат:

Способ может быть использован при аварийной посадке летательных аппаратов на неподготовленную площадку. Для осуществления аварийного торможения летательного аппарата в воздушную среду выводят сначала парашют, а затем вещество с повышенной плотностью, например песок, что приводит к изменению средней плотности воздушной среды перед парашютом. Введение среды повышенной плотности осуществляют из летательного аппарата или вдоль взлетно-посадочной полосы. 2 з. п. ф-лы.

Изобретение относится к авиационному транспорту и может быть использовано при разработке технологических способов аварийного торможения скоростных летательных аппаратов при их аварийной посадке.
Известен способ аварийного торможения скоростного летательного аппарата, заключающийся в повышении аэродинамического сопротивления путем выведения в воздушную среду парашюта (патент США N 3621408, кл. B 64 D 45/04, 1973).
Однако в случае аварийной посадки летательных аппаратов на неподготовленную площадку такой способ оказывается малоэффективным.
Технический результат от реализации предлагаемого способа аварийной посадки летательного аппарата заключается в повышении эффективности такого способа.

Технический результат достигается тем, что в способе аварийного торможения скоростного летательного аппарата, заключающемся в повышении аэродинамического сопротивления путем выведения в воздушную среду парашюта, в воздушную среду после выведения парашюта вводят вещество с повышенной плотностью, например песок, что приводит к изменению средней плотности воздушной среды перед парашютом.

При этом введение среды с повышенной плотностью могут осуществлять вдоль взлетно-посадочной полосы.

Кроме того, вещество с повышенной плотностью могут вводить из летательного аппарата.

Для реализации способа вдоль взлетно-посадочной полосы (ВПП) располагают трубопровод с отверстиями и при необходимости сокращения пробега летательного аппарата подают через трубопровод водную среду либо песок, которые повышают среднюю плотность воздушной среды и увеличивают аэродинамическое сопротивление, создаваемое парашютом.

Известно, что при прочих равных условиях (посадочной скорости летательного аппарата, его массы и площади парашюта) сопротивление будет пропорционально квадрату скорости и плотности среды. В воздушной среде, плотность которой составляет 1,2 кг/м3, сопротивление при торможении может быть недостаточным: однако, если ввести в воздушную среду всего 10 кг водной среды в объеме, равном 1 м3, то сопротивление возрастает примерно в 10 раз.
Период введения водной среды по времени незначителен и составит несколько секунд при использовании водной среды не более 100 кг с учетом площади парашюта. Воздействие импульса силы торможения резко снизит скорость. Такое снижение можно осуществлять до касания колес летательного аппарата с посадочной площадкой.
Повысить эффективность торможения можно введением в воздушную среду песка, который имеет большую плотность, чем вода, или иного пылеобразного вещества.
При посадке на случайной местности введение среды с повышенной плотностью осуществляется из кормовой части летательного аппарата.
Реализация данного способа проста, и он может применяться на всех эксплуатируемых летательных аппаратах.

При использовании в качестве вещества с повышенной плотностью воды последнюю следует помещать в емкость под давлением от газовой среды. Выходная часть емкости оснащается управляемым вентилем, после которого размещается распылитель для устранения создания дополнительной реактивной тяги.
После введения в воздушную среду среды с повышенной плотностью средняя плотность воздушной среды возрастает, что резко увеличивает аэродинамическое сопротивление на поверхности летательного аппарата.
Способ может применяться и для осуществления маневра в воздушной среде при полете (при стыковке с другим аппаратом и последующем сбросе парашюта), при неожиданном маневре в случае ведения боевых действий.
Пробег летательного аппарата может быть осуществлен при посадке на любую посадочную поверхность (водная, песчаная, пашня) со сбросом скорости до безопасной, при этом устойчивость летательного аппарата после контакта с посадочной поверхностью будет сохраняться.

Формула изобретения

1. Способ аварийного торможения скоростного летательного аппарата, заключающийся в повышении аэродинамического сопротивления путем выведения в воздушную среду парашюта, отличающийся тем, что после выведения парашюта в воздушную среду вводят вещество с повышенной плотностью, например песок, что приводит к изменению средней плотности воздушной среды перед парашютом.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что введение среды с повышенной плотностью осуществляют вдоль взлетно-посадочной полосы.
3. Способ по пп.1 и 2, отличающийся тем, что вещество с повышенной плотностью вводят из летательного аппарата.

(72) Автор(ы): АСТАХОВ МИХАИЛ ВАЛЕНТИНОВИЧ,ШИМАНСКИЙ ВЛАДИМИР ПЕТРОВИЧ,ПОДЛЕСНЫХ НИКОЛАЙ ИВАНОВИЧ,КАМИНСКИЙ ВИКТОР МИХАЙЛОВИЧ,КОПЬЕВ ДМИТРИЙ ЕВГЕНЬЕВИЧ,

Способ регулирования энергоемкости аэрофинишера и аэрофинишер

(57) Реферат:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к мобильным аэрофинишерам . Целью изобретения является упрощение процесса настройки аэрофинишера на энергоемкость необходимой величины при одновременном повышении надежности и упрощение конструкции системы торможения аэрофинишера. В способе регулирования энергоемкости аэрофинише. Изобретение относится к авиационной технике, а именно к мобильным аэрофинишерам . Наиболее близким no-технической сущности к предлагаемому является аэрофинишер с гидродинамическим тормозом (патент ФРГ № 1290824. В 64 F 27/01, 1969 г.). Регулирование гидротормоза осуществляется заслонкой, установленной между колесами гидротормоза, и может ра, заключающемся в намотке ленты приемного устройства на барабан и создании тормозного усилия при размотке ленты с барабана, при приемке очередного летательного аппарата устанавливают его массу и посадочную скорость, определяют соответствующий установленным параметрам летательного аппарата начальный радиус намотки ленты и вращают барабан аэрофинишера до достижения значения начального радиуса намотки. В аэрофинишере, содержащем гидродинамический тормоз 1, ротор которого соединен с барабаном 3 намотки ленты 4, перед барабаном установлены два неподвижных ролика 6 и 8 и один подвижный ролик 7 между ними. Лента 4 пропущена через ролики 6 - 8 с образованием петли, а подвижный ролик 7 соедипнен с перемещающим его приводом в виде гидроцилиндра 9 так, что при установлении начального радиуса ленты, слабина лентьГ между барабаном 3 и приемным устройством выбирается путем образования петли ленты перемещением ролика 7.1 ил. сл С производиться как в процессе торможения, так и перед посадкой летательного аппарата (ЛА). Недостатком этого технического решения является то, что энергия, поглощаемая гидротормозом, существенно зависит от частоты вращения ротора гидротормоза, которая определяется посадочной скоростью ЛА. Частота вращения ротора и открытие заслонки определяют количество поглощаемой энергии.

B64F1/02
(21), (22) Заявка: 4692842, 18.05.1989 (45) Опубликовано: 07.07.1992

(56) Список документов, цитированных в отчете опоиске: Патент ФРГ № 1290824, кл. В 64 F 27/01. 1969.
(71) Заявитель(и): ВСЕСОЮЗНЫЙ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ И ПРОЕКТНО- КОНСТРУКТОРСКИЙ ИНСТИТУТ МЕТАЛЛУРГИЧЕСКОГО МАШИНОСТРОЕНИЯ ИМ. А.И.ЦЕЛИКОВА

(72) Автор(ы): АСТАХОВ МИХАИЛ ВАЛЕНТИНОВИЧ,ШИМАНСКИЙ ВЛАДИМИР ПЕТРОВИЧ,ПОДЛЕСНЫХ НИКОЛАЙ ИВАНОВИЧ,КАМИНСКИЙ ВИКТОР МИХАЙЛОВИЧ,КОПЬЕВ ДМИТРИЙ ЕВГЕНЬЕВИЧ,

Способ регулирования энергоемкости аэрофинишера и аэрофинишер

(57) Реферат:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к мобильным аэрофинишерам . Целью изобретения является упрощение процесса настройки аэрофинишера на энергоемкость необходимой величины при одновременном повышении надежности и упрощение конструкции системы торможения аэрофинишера. В способе регулирования энергоемкости аэрофинише. Изобретение относится к авиационной технике, а именно к мобильным аэрофинишерам . Наиболее близким no-технической сущности к предлагаемому является аэрофинишер с гидродинамическим тормозом (патент ФРГ № 1290824. В 64 F 27/01, 1969 г.). Регулирование гидротормоза осуществляется заслонкой, установленной между колесами гидротормоза, и может ра, заключающемся в намотке ленты приемного устройства на барабан и создании тормозного усилия при размотке ленты с барабана, при приемке очередного летательного аппарата устанавливают его массу и посадочную скорость, определяют соответствующий установленным параметрам летательного аппарата начальный радиус намотки ленты и вращают барабан аэрофинишера до достижения значения начального радиуса намотки. В аэрофинишере, содержащем гидродинамический тормоз 1, ротор которого соединен с барабаном 3 намотки ленты 4, перед барабаном установлены два неподвижных ролика 6 и 8 и один подвижный ролик 7 между ними. Лента 4 пропущена через ролики 6 - 8 с образованием петли, а подвижный ролик 7 соедипнен с перемещающим его приводом в виде гидроцилиндра 9 так, что при установлении начального радиуса ленты, слабина лентьГ между барабаном 3 и приемным устройством выбирается путем образования петли ленты перемещением ролика 7.1 ил. сл С производиться как в процессе торможения, так и перед посадкой летательного аппарата (ЛА). Недостатком этого технического решения является то, что энергия, поглощаемая гидротормозом, существенно зависит от частоты вращения ротора гидротормоза, которая определяется посадочной скоростью ЛА. Частота вращения ротора и открытие заслонки определяют количество поглощаемой энергии.

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 4692842/23 (22) 18.05.89 (46) 07.07.92, Бюл..№ 25 (71) Всесоюзный научно-исследовательский и проектно-конструкторский институт металлургического машиностроения им. А.И.Целикова
(72) M,В.Астахов и др.

СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ЗНЕРГОЕМКОСТИ АЭРОФИНИШЕРА И АЭРОФИНИШЕР (57)

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к мобильным аэрофинишерам. Целью изобретения является упрощение процесса настройки аэрофинишера на энергоемкость необходимой величины при одновременном повышении надежности и упрощение конструкции системы торможения аэрофинишера. Изобретение относится к авиационной технике, а именно к мобильным аэрофинишерам.
Наиболее близким по.технической сущности к предлагаемому является аэрофинишер с гидродинамическим тормозом (патент ФРГ № 1290824, В 64 F27/01,,1969 г.), Регулирование гидротормоза осуществляется заслонкой, установленной между колесами гидротормоза.

Принцип работы аэрофинишера заключается в намотке ленты приемного устройства на барабан и создании тормозного усилия при размотке ленты с барабана, при приемке очередного летательного аппарата устанавливают его массу и посадочную скорость, определяют соответствующий установленным параметрам летательного аппарата начальный радиус намотки ленты и вращают барабан аэрофинишера до достижения значения начально. го радиуса намотки. В аэрофинишере, содержащем гидродинамический тормоз 1, ротор которого соединен с барабаном 3 намотки ленты 4, перед барабаном установлены два неподвижных ролика 6 и 8 и один подвижный ролик 7 между ними. Лента 4 пропущена через ролики 6 и 8 с образованием петли, а подвижный ролик 7 соедипнен с перемещающим его приводом в виде гидроцилиндра 9 так, что при установлении начального радиуса ленты,.слабина ленты между барабаном 3 и приемным устройст вом выбирается путем образования петли ленты перемещением ролика 7. 1 ил. производиться как в процессе торможения, так и перед посадкой летательного аппарата (ЛА).
Недостатком этого технического решения является то, что эчергия, поглощаемая гидротормоэом, существенно зависит от частоты вращения ротора гидротормоза, которая определяется посадочной скоростью ЛА. Частота вращения ротора и открытие заслонки определяют количество поглощаемой энергии. Минимальное количество энергии поглощается при закрытой заслонке, При открытой заслонке поглощается максимальное количество энергии, которое зависит от конструкции проточной полости гидродинамического тормоза. В известном аэрофинишере изменение энергоемкости может происходить только в сторону уменьшения (от максимума) и не используется возможность изменения энергоемкости за счет частоты вращения, что приводит к недостаточно высоким эксплуатационным качествам аэрофинишера, т.е. затрудняет процесс настройки аэрофинишера для торможения ЛА и снижает надежность.
Целью изобретения является упрощение процесса настройки аэрофинишера на энергоемкость необходимой величины при одновременном. повышении надежности, Для этого при приемке азрофинишером очередного летательного аппарата устанавливают его массу и посадочную скорость, определяют соотвествующий установленным параметрам летательного аппарата начальный радиус намотки ленты на барабан и вращают барабан аэрофинишера до достижения начального радиуса намотки.

При этом с увеличением начального радиуса намотки ленты на барабан частота вращения ротора гидротормоза уменьшается и поэтому умаеньшается поглощаемая энергия, с уменьшением начального радиуса намотки ленты частота вращения ротора увеличивается и увеличивается поглощаемая энергия, В аэрофинишере, реализующем способ регулирования энергоемкости, перед барабаном установлены два неподвижных ролика и один подвижный между ними, при этом лента пропущена через ролики с образованием петли, а подвижный ролик соединен с перемещающим его приводом.
Аэрофинишер содержит гидродинамический тормоз 1, с ротором которого соединены механический тормоз 2, барабан 3 для намотки ленты 4 системы торможения до радиуса R< и двигатель 5 намотки ленты на барабан 3 после торможения ЛА.
Лента 4 последовательно огибает неподвижный ролик 6, подвижный ролик 7, затем другой неподвижный ролик 8 и далее соединяется с тросом, натянутым поперек взлетно-посадочной полосы (ВПП). Ролик 7 соединен с перемещающим его приводом, выполненным, например, в виде гидроцилиндра 9.

Аэрофинишер работает следующим образом.
В исходном положении тормозной трос (не показан) аэрофинишера соединен с лентой 4 и натянут поперек ВПП с некоторым усилием, а лента 4 намотана на барабан 3 до определенного радиуса. Значение этого радиуса находится в пределах от минимального R< до максимального Ro. Перед торможением ЛА устанавливают (известными техническими средствами) его массу и посадочную скорость, в соответствии с полученными данными определяют начальный . радиус Rp ленты 4 на барабане 3 по предварительно проведенным расчетам. Затем подвижный ролик 7 перемещают и увеличивают или уменьшают петлю ленты 4 между неподвижными роликами 6 и 8.

Если в исходном положении принято минимальное значение, то петля имеет максимальную величину и подвижный ролик 7 максимально удален от неподвижных роликов 6 и 8. Настройку аэрофинишера на энергоемкость необходимой величины производят уменьшением петли и намоткой ленты на барабан до начального радиуса Ro, соответствующего массе и скорости ЛА. При уменьшении петли гидроцилиндр 9 перемещает ролик 7 ближе к неподвижным роликам 6 и 8 и освобождает ленту 4, которая наматывается на барабан 3 двигателем 5, что увеличивает начальный радиус Ro намотки ленты. Если в исходном положении принято максимальное значение Ro, то петля имеет минимальную величину и подвижный ролик 7 удален минимально от неподвижных роликов 6 и 8. Настройку аэрофинишера на нужную энергоемкость производят увеличением петли и смоткой ленты с барабана до начального радиуса Ro. При увеличении петли гидроцилиндр 9 перемещает ролик 7 дальше от неподвижных роликов 6 и 8, это приводит к повороту барабана 3 и разматыванию ленты 4, что уменьшает начальный радиус R< намотки ленты, Увеличение петли приводит к уменьшению начального радиуса R<, что при одной и той же посадочной скорости ЛА увеличит частоту вращения ротора тормоза 1.

Формула изобретения

1. Способ регулирования энергоемкости аэрофинишера с гидродинамическим тормозом, заключающийся в намотке ленты приемного устройства на барабан и создании тормозного усилия при размотке ленты сбарабана,отличающийся тем,что, с целью упрощения процесса настройки аэрофинишера на энергоемкость необходимой величины при одновременном повышении надежности, при приемке аэрофинишером очередного летательного аппарата устанавливают его массу и посадочную скорость, определяют соответствующий установленным параметрам летательного аппарата начальный радиус намотки ленты и вращают барабан аэрофинишера до достижения значения начального радиуса намотки.

2. Аэрофинишер, содержащий гидродинамический тормоз, ротор которого соединен с барабаном намотки ленты приемного устройства, о т л. и ч а ю шийся тем, что, с целью упрощения конструкции системы торможения при одновременном повышении надежности в работе, перед барабаном установлены два неподвижных ролика и один подвижный между ними, при этом лента пропущена через ролики с образованием петли, а подвижный ролик соединен с, перемещающим его приводом.

ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР
113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ (21) 4692842/23 (22) 18.05.89 (46) 07.07.92, Бюл..№ 25 (71) Всесоюзный научно-исследовательский и проектно-конструкторский институт металлургического машиностроения им. А.И.Целикова
(72) M,В.Астахов и др.

СПОСОБ РЕГУЛИРОВАНИЯ ЗНЕРГОЕМКОСТИ АЭРОФИНИШЕРА И АЭРОФИНИШЕР(57)

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к мобильным аэрофинишерам. Целью изобретения является упрощение процесса настройки аэрофинишера на энергоемкость необходимой величины при одновременном повышении надежности и упрощение конструкции системы торможения аэрофинишера. Изобретение относится к авиационной технике, а именно к мобильным аэрофинишерам.

RU (11) патент № 2174091 ((51) МПК 7 B64F1/02 Опубликовано: 27.09.2001

(71) Заявитель(и): Акционерное общество открытого типа "Гипронииавиапром"
(72) Автор(ы): Хачатуров Г.А.,Работа В.Г.,Копьев Д.Е.
(73) Патентообладатель(и): Акционерное общество открытого типа "Гипронииавиапром"

(54) УСТАНОВКА ДЛЯ АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ

(57) Реферат: Сущность изобретения: установка содержит расположенный на поверхности взлетно-посадочной полосы улавливающий канат, соединенный с канатом тормозных механизмов, и командный канат, расположенный параллельно улавливающему канату и соединенный с ним штангами для подъема улавливающего каната, Каждая из штанг выполнена в виде двух стоек, одни концы которых жестко соединены между собой и шарнирно установлены в кронштейне, неподвижно закрепленном на поверхности взлетно-посадочной полосы, а другие обращены в сторону набегающего самолета, снабжены узлами фиксации канатов и соединены упругим дугообразным элементов, причем стойка с узлом фиксации улавливающего каната выполнена изогнутой в сторону другой стойки. Узел фиксации улавливающего каната выполнен в виде скобы, один конец которой шарнирно закреплен на изогнутой стойке и зафиксирован от проворота срезным пальцем, а другой взаимодействует со свободным концом подпружиненного штыря, узел фиксации командного каната выполнен в виде вилки с фасонным приливом, а канатоукладчик - в виде взаимодействующих с канатом тормозного механизма двух коническо-цилиндрических роликов, установленных на оси, размещенной на другой оси, установленной в рычаге, шарнирно закрепленном в кронштейне рамы тормозного механизма и взаимодействующим с пневмокамерой. 9 ил.

RU (11) патент № 2174091 ((51) МПК 7 B64F1/02
Опубликовано: 27.09.2001
(71) Заявитель(и): Акционерное общество открытого типа "Гипронииавиапром"
(72) Автор(ы): Хачатуров Г.А.,Работа В.Г.,Копьев Д.Е.
(73) Патентообладатель(и): Акционерное общество открытого типа "Гипронииавиапром"

(54) УСТАНОВКА ДЛЯ АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ

(57) Реферат: Сущность изобретения: установка содержит расположенный на поверхности взлетно-посадочной полосы улавливающий канат, соединенный с канатом тормозных механизмов, и командный канат, расположенный параллельно улавливающему канату и соединенный с ним штангами для подъема улавливающего каната, Каждая из штанг выполнена в виде двух стоек, одни концы которых жестко соединены между собой и шарнирно установлены в кронштейне, неподвижно закрепленном на поверхности взлетно-посадочной полосы, а другие обращены в сторону набегающего самолета, снабжены узлами фиксации канатов и соединены упругим дугообразным элементов, причем стойка с узлом фиксации улавливающего каната выполнена изогнутой в сторону другой стойки. Узел фиксации улавливающего каната выполнен в виде скобы, один конец которой шарнирно закреплен на изогнутой стойке и зафиксирован от проворота срезным пальцем, а другой взаимодействует со свободным концом подпружиненного штыря, узел фиксации командного каната выполнен в виде вилки с фасонным приливом, а канатоукладчик - в виде взаимодействующих с канатом тормозного механизма двух коническо-цилиндрических роликов, установленных на оси, размещенной на другой оси, установленной в рычаге, шарнирно закрепленном в кронштейне рамы тормозного механизма и взаимодействующим с пневмокамерой. 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к наземным средствам для аварийного торможения самолетов.

Известна установка для аварийного торможения самолетов, содержащая расположенный на поверхности взлетно-посадочной полосы улавливающий канат, соединенный с канатом тормозных механизмов, каждый из которых включает раму, барабан и канатоукладчик, командный канат, расположенный параллельно улавливающему канату и соединенный с ним равномерно распределенными по длине каната штангами для подъема улавливающего каната (US, патент N 2770431, кл. B 64 F 1/02, 1956.

Недостатком известного устройства является ненадежность выполнения операций захвата самолета командным канатом и подъема улавливающего каната на уровень его захвата опорами шасси при наезде на одну из штанг колеса переднего шасси.

Задача изобретения устранение указанных недостатков, а также обеспечение надежного узла крепления улавливающего каната и улучшение эксплуатационных характеристик механизма возврата канатов тормозных барабанов в исходное положение.

Поставленная задача решается тем, что в установке для аварийного торможения самолетов, содержащей расположенный на поверхности взлетно-посадочной полосы улавливающий канат, соединенный с канатом тормозных механизмов, каждый из которых включает раму, барабан и канатоукладчик, командный канат, расположенный параллельно улавливающему канату и соединенный с ним равномерно распределенными по длине каната штангами для подъема улавливающего каната, согласно изобретению каждая из штанг выполнена в виде двух стоек, одни концы которых жестко соединены между собой и шарнирно установлены в кронштейне, неподвижно закрепленном на поверхности взлетно-посадочной полосы, а другие обращены в сторону набегающего самолета, снабжены узлами фиксации канатов и соединены упругим дугообразным элементом, причем стойка с узлом фиксации улавливающего каната выполнена изогнутой в сторону другой стойки, узел фиксации улавливающего каната содержит запорный элемент в виде закрепленного на свободном конце изогнутой стойки подпружиненного штыря, а узел фиксации командного каната выполнен в виде вилки с фасонным приливом, при этом узел фиксации улавливающего каната выполнен в виде скобы, один конец которой шарнирно закреплен на изогнутой стойке и зафиксирован от проворота срезным пальцем, также размещенным в указанной стойке, причем другой конец скобы взаимодействует со свободным концом подпружиненного штыря, а канатоукладчик выполнен в виде взаимодействующих с канатом тормозного механизма двух коническо-цилиндрических роликов, установленных на оси, размещенной на другой оси, установленной в рычаге, шарнирно закрепленном в кронштейне рамы тормозного механизма и взаимодействующих с пневмокамерой.

На фиг. 1 дан общий вид установки, вид сбоку; на фиг. 2 штанга в исходном положении, вид сбоку; на фиг. 3 узел 1 на фиг. 2; на фиг. 4 разрез А-А на фиг. 3; на фиг. 5 вид по стрелке B; на фиг. 6 вид по стрелке Г; на фиг. 7 тормозной механизм с канатоукладчиком в рабочем положении; на фиг. 8 разрез Б-Б на фиг. 7; на фиг. 9 узел 11 на фиг. 8.

Установка для аварийного торможения самолетов состоит из приемного устройства, содержащего равномерно размещенные поперек взлетно-посадочной полосы (ВПП) штанги 1 треугольной формы, командный канат 2 со свободными не закрепленными концами, улавливающий канат 3, тормозные механизмы 4, отклоняющие блоки 5, а также системы управления ими.

Каждая штанга 1 включает в исходном положении наклонную стойку 6 и горизонтальную стойку 7. Одни концы стоек 6 и 7 жестко соединены между собой и шарнирно установлены в кронштейне 8, неподвижно закрепленном на ВПП. Другие концы стоек 6 и 7 соединены дугообразным элементом 9.

Наклонная стойка 6 выполнена из прямолинейного жесткого элемента, например, из стальной трубы. Горизонтальная стойка 7 выполнена также из стальной трубы, но изогнута в сторону стойки 6. Дугообразный элемент 9 выполнен из упругого материала в виде рамки 10, одна из поперечных сторон которой 11 зафиксирована на фасонном приливе 12, имеющемся на вилке 13, а другая поперечная сторона 14 шарнирно закреплена на стойке 7. Вилка 13 предназначена для поддержания командного каната 2 на позиции захвата передней опоры шасси и установлена таким образом, что рабочая поверхность ее впадины, обращенная в сторону набегающего самолета, расположена под углом к горизонтали. На конце горизонтальной стойки 7 находится узел для фиксации улавливающего каната 3 в его исходной позиции. Этот узел выполнен в виде скобы 15 с возможностью ее поворота вокруг оси 16, размещенной в щеке стойки 7 и зафиксированной от проворота срезным пальцем 17, также размещенный в щеке стойки 7. Скоба одним концом примыкает к подпружиненному штырю 18, свободно пропущенному через отверстие направляющей 19. Штырь 18 шарнирно связан с одним концом плоского пружинного элемента 20, другой конец которого шарнирно закреплен на кронштейне 8 около шарнирного закрепления вершины стойки 7 на ВПП. Величина прогиба стойки 7 выбрана в соответствии с требуемой величиной перемещения штыря 18 для обеспечения возможности освобождения каната 3 при наезде на штангу 1 основных опор шасси. В исходном положении улавливающий канат 3 с помощью муфт 21 связан канатами 22 тормозных механизмов 4, включающих барабан 23. Многослойная навивка каната 22 осуществляется канатоукладчиком, который содержит два коническо-цилиндрических ролика 24, установленных на оси 25. Последняя в свою очередь размещена на оси 26 рычага 27, посредством которой он самоустанавливает и поддерживает ось 25. Другой конец рычага 27 шарнирно закреплен в кронштейне 28, установленном на раме 29. Рычаг 27 связан с пневмокамерой 30. Конусность роликов 24 зависит от расстояния между ними и количества слоев наматываемого на барабан 23 каната 22.

Работает установка следующим образом.

При аварийном выкатывании самолета за пределы ВПП передняя опора шасси входит в контакт с расположенным на позиции захвата командным канатом 2. Последний, увлекаемый самолетом, поворачивает штанги 1 против часов стрелки и вывешивает улавливающий канат 3 над ВПП.

По мере движения самолета основные опоры шасси зацепляются за вывешенный улавливающий канат 3 и вытягивают его за собой. Улавливающий канат 3, пытаясь освободиться из гнезда, образованного скобой 15 и подпружиненным штырем 18, срезает пальцы 17 и поворачивает скобы 15 вокруг осей 26. Таким образом улавливающий канат 3 отделяется от штанг 1, не деформируя их конструкцию.

При дальнейшем движении самолет вместе с улавливающим канатом 3 вытягивает и всю канатную систему, приводя во вращение барабаны 23. С этого момента система управления аварийной тормозной установки включает тормозные механизмы 4, что приводит к остановке самолета.

После освобождения основных опор шасси самолета от улавливающего каната аварийную систему приводят в исходное состояние. Для этого включают пневмокамеры 30, которые воздействуют на рычаг 27, а через него на ось 25 и конически-цилиндрические ролики 24, которые прижимают канат 22 к барабану 23. Раздельные конически-цилиндрические ролики обеспечивают намотку каната на барабан 23 независимо от изменения диаметров намотки предыдущего и последующего слоев каната 22.

В случае наезда колеса передней опоры шасси на одну из штанг 1 дугообразный элемент 9 под действием массы самолета и за счет упругости материала выпрямляется, ега поперечная сторона 11 соскакивает с фасонного прилива 12 вилки 13, после чего дугообразный элемент 9, поворачиваясь вокруг шарнирного крепления поперечной стороны 14, попадает на поверхность ВПП. При дальнейшем движении колеса передней опоры шасси последняя ударяет в стойку 6 штанги 1 и опрокидывает ее на ВПП. В момент удара командный канат 2 выходит из контакта с вилкой 13 и улавливает переднюю опору шасси. Далее процесс осуществляется как и описано выше, причем горизонтальная стойка 7 после съезда с нее колеса передней опоры шасси поворачивается против часовой стрелки улавливающим канатом 3, поднимаемым соседними штангами 1.

В случае наезда колеса основной опоры шасси на одну из штанг 1 плоский пружинный элемент 20 под действием веса самолета прогнется на величину прогиба стойки 7. При этом штырь 18, перемещаясь в отверстие направляющей 19, освобождает улавливающий канат 3 из гнезда, образованного скобой 15, после чего происходит улавливание основной опоры шасси улавливающим канатом 3, под воздействием которого происходят срез пальца 17 и поворот скобы 15 вокруг оси 16.

Далее процесс торможения происходит также, как и при отсутствии наезда колеса основной пары шасси на одну из штанг 1. При этом стойки 6 и 7, на которые произведен наезд, складываются, а дугообразный элемент 9 выгибается наружу и сминается колесом.

Формула изобретения

Установка для аварийного торможения самолетов, содержащая расположенный на поверхности взлетно-посадочной полосы улавливающий канат, соединенный с канатом тормозных механизмов, каждый из которых включает раму, барабан и канатоукладчик, командный канат, расположенный параллельно улавливающему канату и соединенный с ним равномерно распределенными по длине каната штангами для подъема улавливающего каната, отличающаяся тем, что каждая из штанг выполнена в виде двух стоек, одни концы которых жестко соединены между собой и шарнирно установлены в кронштейне, неподвижно закрепленном на поверхности взлетно-посадочной полосы, а другие обращены в сторону набегающего самолета, снабжены узлами фиксации канатов и соединены упругим дугообразным элементом, причем стойка с узлом фиксации улавливающего каната выполнена изогнутой в сторону другой стойки, узел фиксации улавливающего каната содержит запорный элемент в виде закрепленного на свободном конце изогнутой стойки подпружиненного штыря, а узел фиксации командного каната выполнен в виде вилки с фасонным приливом, при этом узел фиксации улавливающего каната выполнен в виде скобы, один конец которой шарнирно закреплен на изогнутой стойке и зафиксирован от проворота срезным пальцем, также размещенным в указанной стойке, причем другой конец скобы взаимодействует со свободным концом подпружиненного штыря, а канатоукладчик в виде взаимодействующих с канатом тормозного механизма двух коническо-цилиндрических роликов, установленных на оси, размещенной на другой оси, установленной в рычаге, шарнирно закрепленном в кронштейне рамы тормозного механизма и взаимодействующем с пневмокамерой.

РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9

Заявка: 96120777/28, Опубликовано: 20.11.2000 (71) Заявитель(и): ИНОФИРМА ДАССО АВИАСЬОН (FR)

(72) Автор(ы): ПЭРРЬЕР Филипп (FR) (73) Патентообладатель(и): ИНОФИРМА ДАССО АВИАСЬОН (FR)

(54) ПОГЛОТИТЕЛЬ УДАРНОЙ ВОЛНЫ ВЫХОДА КАТАПУЛЬТЫ

(57) Реферат:

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания механизма катапультирования для авианосцев. Катапульта может иметь устройство временной тяги для придания мобильной массе весьма большого ускорения. Устройство содержит устройство наведения, салазки, имеющие возможность скольжения по устройству наведения, устройство двигателя для придания ускорения движения салазкам в направлении ускорения движения мобильной массы и средства соединения для временного жесткого скрепления вышеуказанной массы с салазками во время их ускорения. Имеется устройство для торможения салазок в конце ускорения вышеуказанной массы и для разрыва соединения между салазками и мобильной массой. Мобильная масса составлена из элементов, связанных гибко между собой и имеющих возможность передвижения одних по отношению к другим под действием усилия тяги. Устройство временной тяги включает в себя устройство модуляции усилия тяги, предназначенное для приведения элементов мобильной массы в состояние покоя одних по отношению к другим или близкое к этому состоянию. Технический результат реализации группы изобретений заключается в устранении или, по крайней мере, в значительном снижении вредных воздействий, которым подвергаются переднее шасси и вся целостность конструкции и оборудования катапультируемого самолета при отсоединении переднего шасси от крюка катапульты в конце взлетной полосы палубы авианосца. 2 с. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Заявка: 96120777/28, Опубликовано: 20.11.2000 (71) Заявитель(и): ИНОФИРМА ДАССО АВИАСЬОН (FR)

(72) Автор(ы): ПЭРРЬЕР Филипп (FR) (73) Патентообладатель(и): ИНОФИРМА ДАССО АВИАСЬОН (FR)

(54) ПОГЛОТИТЕЛЬ УДАРНОЙ ВОЛНЫ ВЫХОДА КАТАПУЛЬТЫ

Изобретение относится к механизму временной тяги, предназначенному для того, чтобы придать мобильной массе очень сильное ускорение и свести к минимуму отрицательные механические воздействия, которым мобильная масса может подвергнуться, когда по окончании ускорения соединение между этой массой и устройством временной тяги нарушено.

Выражаясь более точно, изобретение касается усовершенствованного механизма катапультирования для авианосцев, способного, если не устранить, то, по крайней мере, значительно снизить вредные воздействия, которым подвергаются переднее шасси и вся целостность конструкции и оборудования самолета, когда это переднее шасси отсоединяется от крюка катапульты в конце взлетной полосы авианосца.

Катапульта авианосца имеет задачей придать самолету очень сильное ускорение на маленькой дистанции, чтобы позволить ему набрать свою полетную скорость на расстоянии, сопоставимом с размерами авианосца.

Мы видим, что подобная катапульта в основном состоит из мобильной подвижной части, именуемой "салазками", оборудованной крюком CR, открытым к носовой части авианосца (справа на фиг. 1) и выступающим над взлетной палубой P, чтобы его можно было соединить с механизмом соединения или с "перекладиной катапультирования" В, жестко скрепленной с передним шасси TAV самолета А.

Для подробного описания примера создания переднего шасси, снабженного подобной перекладиной катапультирования, можно обратиться к патенту US N 4401285.

Катапульта также состоит из устройства наведения G салазок С, связанных с устройством тяги М, позволяющим придать салазкам силу тяги, во много раз превосходящую вес самолета А, готового к катапультированию. Механизм тяги состоит в основном из одного или многих цилиндров, которые могут подвергнуться давлению газа (в основном водяного пара) и способны таким образом привести в движение поршни РI, спаренные с салазками С. Энергия, переданная салазкам, может быть также и иного происхождения, например электрической, электромагнитной или другой.

Катапульта также состоит из механизма остановки или торможения F салазок в конце пробега. Мы стараемся по возможности сократить длину этого механизма, чтобы можно было использовать силу тяги крюка CR как можно дольше, длина в 1 или 2 метра является обычно практикуемой (которую мы можем сравнить с общей длиной катапульты, которая может быть порядка от 50 до 100 м). Устройство торможения F, таким образом, вызывает очень быстрое падение силы тяги. Проходит обычно меньше пяти миллисекунд между моментом, когда салазки входят в торможение, и моментом, когда сила тяги сходит на нет в перекладине катапультирования В самолета А.

Однако во время тяги катапульты конструкция самолета А и, в особенности, переднее шасси поставлены под давление усилием тяги, силами инерции и возможно иными силами, такими как подъемная сила двигателя или двигателей и аэродинамические силы. Когда усилие тяги прекращается, мгновенно все элементы под давлением расслабляются, что вызывает затухающие колебания, по примеру скрепленной пружины, которую отпустили. Этот феномен, называемый специалистами "упругим восстановлением", иллюстрируется (слишком преувеличенным образом) справа на фиг. 1 из приложенных фигур, соответственно на двух крайних положениях TAV-1 и TAV-2, которые может занять переднее шасси сразу после отцепления от крюка CR.

Можно также обратиться к фиг. 2 и 3, на которых кривые X1 и Y1 представляют, с одной стороны, усилие ECF, определенное в элементе CF соединения переднего шасси к конструкции самолета (также называемым "подкосом"), и, с другой стороны, усилие тяги ЕС катапульты.

Действительно, что касается действий, которые мы здесь наблюдаем, переднее шасси TAV может быть уподоблено системе масса-пружина, в которой масса состоит из самих передних шасси, а пружина - из подкоса CF. Во время бега катапульты усилие тяги ЕС катапульты передается непосредственно в подкос (согласно кривой Y1 фиг. 3) посредством растяжения последнего, соответствующего перемещению переднего шасси TAV по отношению к его положению равновесия (смотри чертеж слева на фиг. 1).

Усилия ЕС и ECF являются более или менее постоянными и равными во время бега катапульты. Когда салазки С входят в механизм торможения F (смотри чертеж в середине фиг. 1), их потеря скорости такова, что усилие тяги ЕС очень быстро сходит на нет, обычно менее чем за 5 миллисекунд.

Как только усилие тяги прекращается, перекладина катапультирования В отделяется от крюка CR, который продолжает терять скорость. Комплекс переднее шасси/подкос ведет себя как система масса-пружина во время положения равновесия.

Возвращение в состояние покоя по отношению к конструкции самолета происходит путем более или менее затухающих колебаний, как показано на фиг. 2 для подкоса CF. Это колебания, которые передаются всему самолету в форме ударов.

Проиллюстрированное здесь на фиг. 1 явление в том, что касается переднего шасси, происходит аналогичным способом для всех эластичных частей самолета, выведенных из их положения равновесия под действием эффекта ускорения и внезапно освобожденных во время отделения перекладины катапультирования В от крюка CR.

Частота колебаний в упомянутых элементах обычно составляет несколько десятков Герц. Например, для частоты в 50 Герц первый переход в положение равновесия произошел через пять миллисекунд после открепления от соответствующего элемента. Этот промежуток (t3 на фиг. 2) сопоставим со временем падения усилия тяги по причине торможения салазок. Это означает, что остановка салазок заметно "сопровождает" движение упругого восстановления, но не противостоит ему. Учитывая задействованные типы энергий, эти колебания составляют удар, который потенциально может нанести ущерб всем видам оборудования самолета.

Упругое восстановление также обладает действием заряжать некоторые элементы конструкции переднего шасси или самолета в целом в обратном направлении, чем то, в котором они работали во время тяги катапульты. Например, подкос CF работает в сжатии, когда переднее шасси TAV находится в положении TV2.

Исходя из этого, самолеты, входящие в число сил военно-морской авиации, должны быть оснащены специальными устройствами, укрепляющими не только саму конструкцию, но также многие виды оборудования, в частности те, которые расположены в зоне, затронутой упругим восстановлением на переднем шасси. Однако эта зона содержит обычно много хрупких типов оборудования, таких как радар и оборудование кабины пилота. Из этого следуют значительные лишние затраты, вызванные только лишь необходимостью того, чтобы самолет и его оборудование выдержали удар по окончании катапультирования. Продолжительность службы и надежность этого оборудования могут быть также затронуты повторяемыми воздействиями этих ударов.

Перекладина катапультирования В в свою очередь должна подниматься автоматически, как только крюк CR ее отпустил. Колебания, о которых говорилось здесь, могут помешать этому подъему и отбросить перекладину к низу, когда переднее шасси еще не покинуло взлетную полосу. Это составляет реальную возможность опасности, даже аварии, так как воздействие перекладины В на палубу может привести к разрыву некоторых элементов переднего шасси TAV или к выбросу осколков к двигателю или к двигателям самолета.

Интенсивность удара в конце катапультирования зависит непосредственно от усилия тяги катапульты как раз в момент входа салазок в устройство торможения F. Это усилие само по себе зависит непосредственно от массы самолета, готового к катапультированию, и от скорости, которую ему надо придать, чтобы позволить его взлет.

Для данной аэродинамической конфигурации самолета чем больше масса, тем больше должна быть скорость, необходимая, чтобы позволить ему взлететь. Мы видим, следовательно, что для данного самолета удар по выходу из катапульты будет более сильным для самых тяжелых конфигураций.

Таким образом, для самолетов, которые используются на службе в настоящее время, массы могут варьироваться от нескольких тонн до нескольких десятков тонн и выходная скорость из катапульты может составлять приблизительно между 50 и 100 м/сек. Для того же самолета и в зависимости от его конфигураций масса катапультирования может даже варьироваться в отношении, близком к 2.

Мы видим, следовательно, что вредные последствия колебаний во время отпускания крюка катапульты могут быть значительными.

Следует отметить, что для снижения воздействия колебаний возможно снизить усилие тяги еще задолго до того, как салазки С войдут в устройство торможения F. Например, катапульты, работающие на водяном пару под давлением, обычно содержат устройство отсекания, которое прерывает поступление пара, когда салазки С достигают определенной точки пробега, и что, как следствие, уменьшает усилие тяги и, следовательно, удар в конце пробега. Тем не менее, это снижение усилия не превышает обычно 10 - 20%, чтобы не потерять эффективности катапультирования. Эта мера, которая в действительности имеет целью сэкономить водяной пар, нисколько не может в любом случае позволить конструктору самолета избежать усиления конструкций и не предпринимать мер предосторожности, чтобы защитить хрупкое оборудование самолета против ударов, вызванных катапультированием.

MM4A Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 01.10.2010

Заявка: 96120777/28, Опубликовано: 20.11.2000 (71) Заявитель(и): ИНОФИРМА ДАССО АВИАСЬОН (FR)

(72) Автор(ы): ПЭРРЬЕР Филипп (FR) (73) Патентообладатель(и): ИНОФИРМА ДАССО АВИАСЬОН (FR)

(54) ПОГЛОТИТЕЛЬ УДАРНОЙ ВОЛНЫ ВЫХОДА КАТАПУЛЬТЫ

Изобретение имеет целью предоставить устройство временной тяги, предназначенное для придания мобильной массе очень сильного ускорения таким образом, чтобы при отпускании усилия временной тяги мобильная масса на испытывала бы вредных воздействий, вызванных порожденными механическими колебаниями. Изобретение применяется, в частности, в рамках катапульты для авианосца.

Предметом изобретения, следовательно, является устройство того типа, который указан в начале данной записки, состоящее из устройства наведения, салазок, установленных скользящим образом по отношению к этому устройству наведения, устройства двигателя для придания вышеназванным салазкам движения ускорения вдоль данного устройства наведения в направлении ускорения данной массы и средств соединения для того, чтобы позволить жестко соединить временно указанную массу и указанные салазки во время их ускорения, указанное устройство наведения имеет еще устройство торможения, чтобы в конце ускорения указанной массы затормозить указанные салазки и прервать соединение между ними и указанной массой, эта последняя состоит из элементов, связанных между собой гибким образом и которые могут перемещаться одни относительно других под воздействием усилия тяги, а также характеризуется наличием устройства модуляции усилия тяги, которое задействовано для того, чтобы в тот момент, когда соединение между указанной массой и указанными салазками прервано, привести элементы данной массы в состояние покоя одних по отношению к другим или близкое к состоянию покоя.

В контексте изобретения мы понимаем под "состоянием покоя" ситуацию, в которой элементы, составляющие массу, заметно неподвижны одни по отношению к другим и не оказывают заметно одни на другие никаких мешающих усилий.

Если мы сравним эти элементы массы с системой, состоящей из первого элемента, формирующего непосредственно саму массу, и из второго элемента, формирующего пружину и составленного частями конструкции, связывающими элементы массы между собой, можно сказать, что, будучи нагруженной, эта система накапливает энергию, представляющую две составляющие: с одной стороны, потенциальную энергию, характеризующуюся напряжением во втором элементе и, следовательно, отклонением между положением первого элемента в данный момент и его положением без нагрузки, и, с другой стороны, кинетическую энергию, характеризующуюся скоростью перемещения этого первого элемента.

При перенесении на частный случай самолета первым элементом является, например, переднее шасси TAV, а вторым элементом - подкос CF, образующий "пружину".

Когда первый элемент отведен от своего положения равновесия (путем усилия тяги, которое должно ускорить комплекс массы), он получает потенциальную энергию. Когда же внезапно первый элемент отпускают, исходя из этого нагруженного положения, он перемещается в положение равновесия, одновременно получая все большую скорость таким образом, что при переходе к положению равновесия скорость такова, что ее кинетическая энергия сопоставима с потенциальной энергией, которую он имел в состоянии нагрузки (легкое снижение проистекает из трения, произведенного движением). Таким образом, состояние покоя элементов массы соответствует ситуации, когда скорость первого элемента равна нулю, а усилие, оказываемое на второй элемент первым элементом, также равно нулю, общая энергия системы, таким образом, оказывается нулевой.

Однако благодаря характеристикам изобретения, которое мы только что выше определили, элементы, составляющие массу, более не являются нагруженными одни по отношению к другим и находятся, следовательно, в состоянии покоя, описанном выше. В случае особого применения изобретения для катапульты для авианосцев устройство модуляции действует таким образом, что в конце катапультирования, в частности, переднее шасси самолета (сравнимого с вышеуказанным первым элементом) и подкос (представляющий вышеуказанный второй элемент) немного или совсем не нагружают друг друга обоюдно, тогда как самолет, с точки зрения целого, получил свою полетную скорость.

Другие характеристики и преимущества изобретения проявятся в ходе описания, которое последует и будет дано исключительно для примера. Оно будет сделано с обращением к прилагаемым фигурам, на которых:

- фиг. 1, уже прокомментированный здесь, является очень упрощенной схемой функционирования катапульты на авианосцах по предыдущей технологии;

- фиг. 2 является диаграммой в зависимости от времени, показывающей усилие, испытываемое подкосом переднего шасси самолета как под действием катапульты предыдущей технологии, так и под действием катапульты, сделанной согласно изобретению;

- фиг. 3 является диаграммой в зависимости от времени, показывающей усилие тяги, оказываемое на переднее шасси катапультой, сделанной по предыдущей технологии и той, что сделана согласно изобретению;

- фиг. 4 является очень упрощенной схемой катапульты согласно изобретению;

- фиг. 5А, 5В и 5С показывают путем частичных видов в перспективе три конфигурации, которые представляют первый способ осуществления катапульты согласно изобретению в ходе ее функционирования;

- фиг. 6А, 6В и 6С показывают три вида, аналогичных изображенным на фиг. 5А, 5В и 5С, второго способа осуществления изобретения; и

- фиг. 7, 7А и с 8 по 10 показывают пять других способов осуществления катапульты согласно изобретению.

Фиг. 4 изображает схематично понятие согласно изобретению в форме первого способа осуществления.

На этой схеме мы находим элементы, уже описанные по поводу фиг. 1, которым мы придавали те же самые буквально обозначения.

Однако согласно изобретению катапульта, схематично изображенная на фиг. 4, состоит также из устройства модуляции, обозначенного везде 1 и состоящего из центробежного инерционного груза 2, смонтированного скользящим по устройству наведения G и снабженного эластично сжимаемым элементом 3, который растягивается назад в этом устройстве наведения G, то есть в направлении, противоположном тому, в котором действует сила тяги катапульты.

Во время функционирования устройство модуляции 1 помещается в устройство наведения G таким образом, чтобы задняя часть сжимаемого элемента 3 оказалась на заранее определенном расстоянии d1 от входа в устройство торможения F.

Когда салазки С, приведенные в движение движущей силой, ударяют об этот конец, кинетическая энергия передается устройству модуляции 1, эластичный элемент 3 которого начинает сжиматься и в процессе этого начинает перемещать центробежный инерционный груз 2 вперед. Поглощение энергии, таким образом осуществленное, имеет результатом постепенное снижение усилия тяги, которое осуществляет крюк CR на перекладину катапультирования В согласно кривой, представленной Y2 на фиг. 3. Это снижение усилия тяги имеет следствием сопутствующее снижение усилия в подкосе CF самолета А согласно кривой, представленной Х2 на фиг. 2. Согласно изобретению задействованные параметры были выбраны таким образом, чтобы в тот момент, когда таран BL начинает входить в устройство торможения F, как показывают фиг. 2 и 3 в момент Т, усилие тяги ЕС (фиг. 3) и усилие ECF в подкосе CF (фиг. 2) становятся равными нулю, в то время как скорость перемещения переднего шасси по отношению к самолету сходит на нет. Так как в этот момент Т перекладина катапультирования В и, разумеется, весь комплекс самолета начинают иметь скорость, превышающую скорость салазок С, переднее шасси TAV и элементы конструкции самолета А находятся отныне в состоянии, не нагруженном катапультой.

Из этого следует устранение вредных колебаний таким образом, что конструктор самолета более не должен заботиться об укреплении конструкции или об особой защите различного оборудования самолета.

Кроме того, перекладина катапульты В не подвергается риску задеть взлетную палубу и может быть поднята в полной безопасности во время первых моментов после взлета.

Чтобы аннулировать в момент Т усилие тяги и усилие в подкосе, четыре параметра являются определяющими: масса центробежного инерционного груза 2, жесткость и начальное сжатие эластичного элемента 3 и расстояние dl между входом в устройство торможения F и начальным положением заднего конца этого эластичного элемента 3.

Выбор этих четырех параметров определяет протекание во времени функционирования катапульты. Обратившись к фиг. 2, мы видим, что колебания, свойственные переднему шасси (уподобляемые колебаниям в подкосе CF), имеют период tl, который, для ясности и в зависимости от типа рассматриваемого самолета, может быть порядка нескольких десятков миллисекунд, обычно 20 миллисекунд.

Оказалось, что для получения аннулирования усилий во времени Т следует выбрать интервал времени t2, который должен пройти между моментом, когда салазки С столкнуться с центробежным инерционным грузом, и моментом Т, со значением в три или в два периода t1. В избранном примере, следовательно, этот интервал будет расположен приблизительно между 6 и 40 миллисекундами и будет желательно выбран в 35 миллисекунд для самолета заданных массы и конфигурации.

Параметры, указанные здесь, могут легко регулироваться даже в ходе функционирования катапульты. Таким образом, например, устройство модуляции 1 может быть смонтировано мобильным в устройстве наведения G и быть оснащено, к примеру, роликами и автономным приводящим в движение двигателем. Кроме того, можно предусмотреть центробежный инерционный груз, составленный из многих элементарных масс, которые можно будет располагать в устройстве наведения G в зависимости от нужд. Посадка начального сжатия эластичного элемента 3, успешно сделанного в виде винтовой пружины, может быть достигнута использованием упора (не представленного), размещенного сзади этой пружины и связанного с центробежным инерционным грузом 2 винтом (также не представленным), позволяющим урегулировать максимальную длину пружины.