Результат интеллектуальной деятельности: Способ спасения самолета при аварии, устройство для его осуществления и датчик крена

Настоящее изобретение относится к авиации и, в частности, может быть использовано для спасения экипажа и пассажиров самолетов во время авиационных катастроф, вызванных внешними и внутренними факторами.

Известна проблема частого падения самолетов, вызванного различными причинами, терактами, ошибками пилотов, плохой погодой и другими факторами.

Известен способ обеспечения безопасности самолета, включающий прикрепление одного или двух резервуаров из синтетической ткани в сложенном состоянии с полостью резервуаров, соединенные через запирающие краны с баллонами из углепластика со сжатым гелием, на верхней части салона самолета, закрепление верхнего резервуара объемом 2/3 от общего объема гелия, укладку резервуара в сложенном состоянии и баллонов с гелием в пустующие места над салоном самолета, прикрепление к нижней части салона самолета нижнего резервуара объемом 1/3, установление откидных люков и двух устройств включения: одного для «поэтапного включения», второго для «экстренного включения», при этом «поэтапное включение» осуществляется пилотом на больших высотах и на больших скоростях и включает 3 этапа: 1 этап - разворачивание верхнего резервуара, 2 этап - медленное заполнение верхнего резервуара гелием, 3 этап - разворачивание и заполнение гелием нижнего резервуара; «экстренное включение» предполагает одноэтапное быстрое разворачивание обоих резервуаров и их быстрое заполнение гелием, включается пилотом на низких высотах одним нажатием рычага, возможность подогрева гелия химическими реагентами, в альтернативе гелий может быть заменен горячим воздухом или любым газом, см. «Подушка безопасности для самолета», RU 2013147981, B64D 45/04 от 28.10.2013.

Известен способ спасения аварийного самолета, включающий выброс из самолета эластичной емкости, соединенной с самолетом системой тросов и с системой подачи в нее газа легче воздуха, подачу в емкость газа легче воздуха, при приближении к месту посадки гашение вертикальной скорости снижения самолета путем запуска тормозных реактивных двигателей, установленных в нижней части корпуса самолета, одновременно с этим обеспечение максимально возможного снижения горизонтальной скорости самолета, поддержание положения самолета относительно поверхности земли, необходимого для обеспечения его планирования, выбор места расположения включаемых тормозных реактивных двигателей, установленных в нижней части корпуса самолета, и величины развиваемой ими тяги исходя из условия сохранения самолетом при посадке горизонтального положения, установку на днище самолета резинонадувной системы для компенсации ударных воздействий на корпус самолета в момент его контакта с поверхностью земли, выключение двигателей самолета в момент выброса эластичной емкости, сброс двигателей самолета при пожаре, предварительный слив топлива самолета или перевода его в негорючее состояние и выброс тормозных парашютов, см. RU 2009139433, B64D 25/08, от 26.10.2009.

Однако известное решение, выбранное в качестве прототипа, обладает определенными недостатками. Прежде всего длительным временем выполнения всех или некоторых из перечисленных операций спасения. При скоротечно развивающейся аварии или возникновении аварийной ситуации на низкой высоте полета у военного летчика остается время только на то, чтобы осознать аварийную ситуацию и включить катапультирование. В случае аварийной ситуации с пассажирским самолетом летчик может только успеть просмотреть ближайшее пространство, чтобы выбрать место приземления или планирования. Так же, как недостаток следует отметить, что в заявленном способе не показаны технические операции для обеспечения хранения, проведения безопасного выброса из самолета перечисленного оборудования, без нарушения герметичности самолета, что чревато мгновенной смертью экипажа и пассажиров. Не отражены операции по обеспечению возможности хранения и выброса из самолета эластичной емкости, соединяемой с самолетом системой тросов, и операции подачи в емкость газа легче воздуха. Кроме того, к недостаткам следует отнести и функциональную ограниченность способа, т.е. невозможность спасения самолета при других видах аварии, например, поломке стойки переднего колеса шасси.

Целью создания настоящего изобретения является достижение технического результата по повышению эффективности спасения экипажа и пассажиров самолета при различных аварийных ситуаций за счет расширения перечня используемых технических средств при аварии, например, при разрушении стойки шасси переднего колеса, а также ускорение срабатывания средств спасения и выбор оптимального размещения средств спасения без нарушения герметичности и аэродинамики самолета и т.д.

Указанный технический результат для способа достигается тем, что в известном способе, включающем установку на самолете и использование надувной системы, предлагается предварительно, перед взлетом самолета, в отсек с задней, поперечно расположенной щелью, размещенной под передней частью фюзеляжа самолета, укладывают сложенную с, наклоненными вперед секциями, кевларовую амортизационную платформу, при аварийном крене самолета на угол, превышающий заданное значение, включают надувание амортизационной платформы сжатым воздухом компрессоров и/или магистралей сжатого воздуха самолета и выпуск из поперечной щели полости, амортизационной платформы.

Заявленный технический результат для устройства достигается тем, что в известное устройство, содержащее эластичную полость, предлагается использовать компрессоры и/или магистрали подачи сжатого воздуха самолета, дополнительно ввести датчик крена, выполнить под передней частью фюзеляжа закрываемый отсек с задней щелью, в отсек уложить, сложенную, с наклоненными вперед складками, кевларовую амортизационную платформу, прикрепленную к корпусу самолета и соединенную через датчик крена и выключатель в кабине пилота с компрессорами и/или магистралями сжатого воздуха, при этом в передней части кевларовой амортизационной платформы предлагается выполнить утолщение, а в ее задней части центровой вырез. При этом датчик крена предлагается выполнить в виде горизонтального герметичного короба с двумя разделенными барьером секциями, каждую из которых предлагается заполнить элетропроводной незамерзающей жидкостью, на передней вертикальной стенке короба расположить друг над другом нижний и верхний контакты, которые через переключатели предлагается соединить с компрессорами и магистралями сжатого воздуха.

Изобретение поясняется графическими материалами. На Фиг.1 представлено изображение самолета с выпущенной и развернутой амортизационной платформой, на Фиг.2 представлена амортизационная платформа, сложенная с наклоненными вперед секциями, на Фиг.3 представлен вид сверху амортизационной платформы в развернутом состоянии, на Фиг.4 представлена блок-схема включения магистралей сжатого воздуха, на Фиг.5 изображена конструкция датчика крена.

Устройство, реализующее способ спасения самолета при аварии с обозначениями на фигурах, включает:

1) отсек под передней частью фюзеляжа самолета;

2) амортизационную платформу с утолщением в передней части;

3) центровой вырез в задней части амортизационной платформы;

4) щель, поперечную продольной оси самолета;

5) датчик крена;

6) магистрали сжатого воздуха;

7) электропроводные жидкости датчика крена;

8) контакты датчика крена;

9) барьер, разделяющий жидкости датчика крена;

10) переключатели магистралей сжатого воздуха и компрессоров;

11) компрессоры;

12) секция амортизационной платформы.

Устройство, реализующее способ спасения самолета, состоит из датчика крена 5, переключателя 10, компрессоров 11 и/или магистралей 6 сжатого воздуха и закрываемого отсека 1, расположенного под летной кабиной и передней частью фюзеляжа самолета, в которой, в исходном состоянии, уложена, складками вперед, кевларовая амортизационная платформа 2, соединенная с магистралями 6 сжатого воздуха. Амортизационная платформа 2 прикреплена к корпусу самолета, имеет в передней части утолщение и центровой вырез 3 в задней части, предназначенный для обхвата сломанной стойки переднего колеса шасси самолета. Отсек 1 в корпусе самолета выполнен невысоким, т.к. в него укладываются сложенные с наклоном вперед секции 12 амортизационной платформы 2. Такая конструкция отсека 1 не нарушает аэродинамику самолета. Датчик крена 5 выполнен в виде горизонтального, двухсекционного, разделенного барьером 9, герметичного короба, каждая из секций которого заполнена электропроводной незамерзающей жидкостью 7. На передней вертикальной стенке короба расположены друг над другом нижний и верхний контакты 8, которые через переключатель 10 соединены с компрессорами 11 или магистралями 6 сжатого воздуха.

Способ спасения самолета при аварии реализуется следующим образом. Авиационные аварии часто возникают по различным причинам, отказа оборудования, перелома стойки переднего колеса шасси, невозможности приземления из-за не выпуска шасси, при попадании птицы в турбину самолета, при терактах и т.п.

Рассмотрим каждый из этих случаев. Прежде всего на этапе подготовки самолета к вылету на внутреннюю поверхность крышки автономного отсека 1 под передней частью фюзеляжа самолета укладывают секционно, с наклоном вперед, кевларовую амортизационную платформу 2, которую прикрепляют к корпусу самолета, не нарушая его герметичность, подключают к компрессорам 11 и магистралям 6 сжатого воздуха и закрывают крышку отсека 1. В надутом состоянии платформа 2 и ее передняя утолщенная часть располагается под нижней частью фюзеляжа и летной кабиной самолета, см. Фиг. 1.

При возникновении аварийной ситуации из-за отказа оборудования, ведущей к падению самолета, летчик, если он жив, исчерпав все возможности спасения самолета, принимает решение идти на посадку. Для этого он переключателем, расположенным в кабине самолета, включает, в зависимости от конструкции самолета, подачу сжатого воздуха из магистралей 6 сжатого воздуха и/или от компрессоров 11 самолета в амортизационную платформу 2. При этом мгновенно заполняется ее первая секция, которая своей объемной формой проталкивает остальные секции к задней щели 4 в отсеке 1 и выдвигает из него последнюю секцию, см. Фиг. 2. Мощный встречный воздушный поток подхватывает ее, вытягивает всю амортизационную платформу 2 из полости 1 наружу, одновременно заполняя и раздувая ее сжатым воздухом. Таким образом, платформа 2 почти мгновенно принимает свое плоское рабочее положение. Далее, встречный воздушный поток плотно прижимает платформу 2 к нижней поверхности фюзеляжа самолета. Таким образом, под передней частью фюзеляжа образуется опорная конструкция, защищающая самолет, существенно смягчающая его удар при приземлении или приводнении.

При переломе стойки (не показана) переднего колеса шасси самолета амортизационная платформа 2 своим центровым вырезом 3 в задней части платформы 2 обхватывает сломанную стойку и, выполняя роль опоры, обеспечивает возможность самолету приземлиться без разрушения его носовой части и загорания.

При аварии, когда летчик недееспособен, подключение магистралей 6 сжатого воздуха и/или компрессора к амортизационной платформе 2 осуществляется от датчика крена 5. В этом случае при резком падении самолета короб датчика крена 5 наклоняется на угол, превышающий установленное критическое значение, и дальняя от контактов 8 электропроводная жидкость 7 переливается через разделительный барьер 9, см. Фиг. 5 и, сливаясь с расположенной рядом с первым контактом 8 электропроводной жидкостью 7, замыкает контакты 8, тем самым переключая компрессоры 11 и/или магистрали 6 сжатого воздуха на амортизационную платформу 2. При приводнении самолета амортизационная платформа 2 становится понтоном, что дает некоторое время экипажу самолета продержаться на плаву и провести спасательные работы.

Заявленный способ и реализующее его устройство являются новыми, ранее неизвестными, что говорит об их соответствии критерию патентоспособности - новизна.

Предложенный способ и реализующее его устройство могут быть выполнены специалистами с использованием известных технических средств, что говорит об их соответствии критерию патентоспособности - промышленная применимость.