Способ торможения летательного аппарата при посадке

Изобретение относится к области исследований динамики полета летательных аппаратов, устойчивости и управляемости летательных аппаратов на режиме посадки и может быть использовано при реализации их посадки на короткую взлетно-посадочную полосу (ВПП).

В последнее время к маневренным летательным аппаратам предъявляются жесткие требования возможности базирования на коротких и сверхкоротких взлетно-посадочных полосах. Одним из условий выполнения этих требований является обеспечение малой длины пробега при их посадке после касания ВПП.

Основными способами торможения современных летательных аппаратов нормальной схемы взлета и посадки являются:

- торможение колесами (патент RU 2469912 «Способ сокращения длины пробега летательного аппарата и устройство для его осуществления»), при котором осуществляют сокращение длины пробега путем управления тормозной системой колес;

- использование тормозных парашютов (патент RU 2208542 «Способ ввода в действие вытяжного парашюта с помощью пневматической пушки»), при котором осуществляют сокращение длины пробега путем быстрого выпуска парашюта при касании ВПП;

- применение реверса тяги (патент RU 2044912 «Реверсивное устройство»), при котором с помощью реверсивного устройства силовой установки создают тормозящую силу, действующую на самолет при пробеге по ВПП.

Использование этих способов или их допустимых комбинаций позволяет значительно сократить длину пробега летательных аппаратов и обеспечить посадку на взлетно-посадочную полосу с длиной заданного класса ВПП. Однако использование этих способов, даже в их комбинации, позволяет создать продольную перегрузку при торможении менее единицы, т.е. При рассмотрении возможности базирования летательных аппаратов на аэродромах с короткой ВПП, длина которой существенно меньше (например, вдвое) длины ВПП класса Е - самого низшего класса по классификации аэродромов (М.Ю. Купринов, «Классификация аэродромов», Большая Российская Энциклопедия), применение указанных выше способов торможения может привести к выкатыванию летательного аппарата за пределы короткой ВПП. Предварительные оценки показывают, что для посадки летательного аппарата на короткую ВПП необходимо создать среднюю продольную перегрузку при пробеге и торможении

Посадка на короткую ВПП, с указанной величиной продольной перегрузки при торможении может быть обеспечена за счет использования наземного аэрофинишера. Данный способ реализован при выполнении аварийной посадки некоторых маневренных самолетов («Arresting gear, Land-based systems», Wikipedia.pdf). При реализации данного способа самолет оснащают тормозным гаком, при заходе на посадку его выпускают, т.е. приводят в положение, пригодное для захвата троса аэрофинишера, натянутого поперек взлетно-посадочной полосы. Однако данный способ требует использования аэродромов со стационарными аэрофинишерами или разворачивания на ВПП мобильного аэрофинишера. Таким образом данный способ торможения не является автономным с точки зрения использования устройств, размещенных только на летательном аппарате.

Из открытых источников (https://pikabu.ru/story/razgonnotormoznaya_reaktivnaya_sistema_dlya_sokrashcheniya_razbegaprobega_samoletov_6314789, 10.10.2019) известен способ торможения при посадке, который реализован был в 1980 г. на военно-транспортном самолете С-130Н для проведения спасательной операции по освобождению заложников. Две группы пороховых зарядов использовались для обеспечения посадки и одна в качестве ускорителей для взлета. При посадке одна группа зарядов устанавливалась в носовой части фюзеляжа и их действие было направлено под небольшим углом к строительной горизонтали. Их функция заключалась в торможении самолета в воздухе на высотах ≈5 м от посадочной полосы, после их отработки включались заряды, расположенные на фюзеляже вертикально в районе шасси. Функция этих зарядов заключалась в создании вертикальной силы, действующей вверх для обеспечения допустимой по прочности шасси вертикальной скорости посадки. Действия этих групп зарядов первоначально предполагалось синхронизировать электронным образом. В конечном счете включение второй группы зарядов было возложено на оператора. В результате одного из испытательных полетов включение второй группы не было произведено, что привело к жесткой посадке и разрушению самолета.

Наиболее близким к предлагаемому способу является «Способ торможения летательного аппарата», изложенный в патенте RU №2094329, в котором предлагается торможение летательного аппарата с помощью реактивных боковых поворотных двигателей, которые устанавливают в вертикальное положение перед касанием ВПП и на начальном участке пробега создают силу, прижимающую летательный аппарат к взлетно-посадочной полосе, а затем двигатели переводят в горизонтальное положение, которые воздействуют на летательный аппарат и создают силу в направлении, противоположном его посадочной скорости, т.е. в заднюю полусферу. Однако при реализации данного способа для маневренных летательных аппаратов не может быть выполнено требование по заданной длине пробега, а также ряд требований по безопасности движения летательных аппаратов при посадке и пробеге по ВПП, а именно, не допущение касания хвостовой частью поверхности ВПП или чрезмерного нагружения носового шасси. Кроме того, применение поворотных двигателей требует доработки силовой установки в части наличия механизма, позволяющего быстро повернуть двигатели из горизонтального в вертикальное положение и далее в горизонтальное положение в направлении, противоположном движению летательного аппарата. Современные исполнительные механизмы (привода) обеспечивают поворот элементов конструкции самолета (управляющих поверхностей самолета - рулей высоты, элеронов) с максимальной скоростью 30 град/с в диапазоне углов отклонений ±30°. Если тормозные двигатели являются вспомогательным устройством, то их запуск при касании летательным аппаратом ВПП занимает достаточно большой промежуток времени, процесс поворота тормозных двигателей из вертикального в горизонтальное положение также занимает значительное время. Если указанные в патенте двигатели используются в качестве основных двигателей, то при посадке они находятся на режиме «малого газа» и время выхода на максимальную тягу при касании летательным аппаратом ВПП также занимает значительное время. Тяговооруженность реактивных двигателей и последовательность действий по их использованию при пробеге не может обеспечить требуемой величины тормозного усилия. Кроме того, расположение реактивных двигателей вне фюзеляжа летательного аппарата приводит к существенному увеличения силы сопротивления и, соответственно, большим расходам топлива в полете.

Таким образом, даже при использовании приводов с указанными выше характеристиками, поворот двигателей из горизонтального в вертикальное положение, а затем в горизонтальное положение против движения самолета занимает чрезмерно большое время и не обеспечивает требуемый уровень продольной перегрузки торможения и не обеспечивает посадку на короткую ВПП.

Техническим результатом изобретения является обеспечение торможения летательного аппарата при посадке на короткую ВПП.

Технический результат достигается тем, что в способе торможения летательного аппарата при посадке, при котором создают тормозящую реактивную силу, направленную в заднюю полусферу против движения летательного аппарата, тормозящую реактивную силу создают помощью твердотопливных или пороховых зарядов, действие которых направлено вперед и вверх под углом 30÷50° к строительной горизонтали летательного аппарата, срабатывающих при касании или в непосредственной близости шасси к посадочной полосе и прижимающих летательный аппарат к посадочной полосе с включением тормозной системы колес. Заряды размещают таким образом, что вектор тормозящей реактивной силы проходит через центр масс летательного аппарата или впереди его на расстоянии до 0,5 м.

При предлагаемом способе обеспечивают торможение летательного аппарата с продольной перегрузкой на пробеге по ВПП.

В качестве реактивного тормозного устройства (РТУ) могут использоваться пороховые заряды, которые ранее применялись при взлете самолетов для их дополнительного разгона и сбрасывались после отделения самолета от ВПП. В предлагаемом методе торможения предлагается использовать аналогичные устройства, но с изменением направления силы действующей на летательный аппарат от этих устройств.

Перечень фигур на чертежах

На фиг. 1 показана схема размещения реактивного тормозного устройства на летательном аппарате.

На фиг. 2 показана схема действия на летательный аппарат тормозного усилия и возникающего продольного момента от РТУ.

На фиг. 3 показана схема реализации предлагаемого способа торможения.

На фигурах 1-3 обозначены:

1 - летательный аппарат,

2 - РТУ (реактивное тормозное устройство),

3 - центр масс летательного аппарата,

4 - линия, вдоль которой направлены струя пороховых газов и реактивная сила, создаваемая РТУ,

5 - угол установки РТУ относительно строительной горизонтали,

6 - х-координата РТУ в связанной системе координат,

7 - у-координата РТУ в связанной системе координат,

8 - основное шасси летательного аппарата,

9 - носовое шасси летательного аппарата,

10 - вектор скорости,

11 - угол атаки,

12 - реактивная сила, создаваемая РТУ,

13 - продольный момент от РТУ,

14 - область действия горячих газов РТУ,

15 - ВПП,

16 - датчик измерения высоты,

17 - высота, определяемая датчиком 16,

18 - высота хвостовой части летательного аппарата относительно ВПП,

19 - высота основного шасси относительно ВПП,

20 - высота основного шасси, при котором происходит включение РТУ,

21 - бортовой вычислитель,

22 - усилие от тормозной системы колес,

23 - траектория центра масс летательного аппарата.

Схема расположения реактивного тормозного устройства в фюзеляже летательного аппарата в близи его центра масс и линия, вдоль которой направлены газы реактивного устройства и сама реактивная сила, создаваемая РТУ, приведены на фиг. 1.

Действие силы от реактивного тормозного устройства направлено вперед под углом к строительной горизонтали летательного аппарата (фиг. 2), так чтобы струя пороховых газов проходила выше его корпуса, что обеспечивает отсутствие воздействия горячих пороховых газов на конструкцию летательного аппарата, а также их воздействие на поверхность ВПП и не приводит к попаданию в воздухозаборники силовой установки посторонних предметов.

При невозможности установки РТУ вблизи центра масс на летательный аппарат может воздействовать либо продольный пикирующий, как показано на фиг. 2, либо кабрирующий момент от пороховых газов, в зависимости от того, проходит ли вектор силы от их действия выше или ниже центра масс. Пикирующий продольный момент от РТУ обеспечивает уменьшение угла тангажа летательного аппарата перед касанием ВПП и безопасную высоту хвостовой части летательного аппарата относительно ВПП, а также более быстрое опускание носового шасси и, соответственно, включение тормозной системы колес.

Действие продольного момента от РТУ на кабрирование может привести либо к касанию хвостовой частью летательного аппарата поверхности ВПП при включении РТУ в воздухе перед контактом с ВПП, либо к подскоку при пробеге при включении РТУ в процессе движения летательного аппарата по полосе.

Для компенсации неблагоприятного кабрирующего продольного момента от РТУ, в фюзеляже могут быть установлены вспомогательные пороховые заряды, компенсирующие этот момент. Одновременное включение основных и вспомогательных пороховых зарядов обеспечивает с одной стороны создание требуемого тормозного усилия, с другой стороны - пикирующего продольного момента от комбинированного РТУ.

Поскольку имеет место время нарастания силы от пороховых зарядов, то их необходимо включать либо при обжатии основного шасси, либо на некоторой высоте перед касанием так, чтобы к моменту касания летательного аппарата поверхности ВПП реактивное тормозное устройство создавало продольную перегрузку от РТУ в процессе пробега, близкую к максимальному значению.

Способ торможения осуществляется следующим образом (фиг. 3):

летательный аппарат 1 заходит на посадку по заданной глиссаде, датчиком высоты 16 определяют высоту самолета от поверхности ВПП 17 и бортовым вычислителем 21 определяют расстояние 19 от нижней точки основного шасси до поверхности ВПП, при достижении высоты 20 включения РТУ вырабатывают сигнал на включение реактивного тормозного устройства 2, с помощью твердотопливных или пороховых зарядов РТУ, действие которых направленно вперед и вверх под углом 30÷50° к строительной горизонтали летательного аппарата, создают реактивную силу 12, направленную в заднюю полусферу против движения летательного аппарата, при этом обеспечивают прохождение вектора тормозящей реактивной силы через центр масс летательного аппарата или впереди его на расстоянии до 0,5 м, тем самым создают продольный момент 13, приводящий к опусканию носового шасси, и включению тормозной системы колес в самом начале пробега самолета по ВПП, составляющей вектора реактивной силы, направленной к ВПП, прижимают летательный аппарат к ВПП и увеличивают усилие от тормозной системы колес 22 и, соответственно, продольную перегрузку при торможении, по достижении скорости самолета близкой к нулевой отсекают реактивную струю от РТУ и останавливают летательный аппарат.

Обоснованность достижения технического результата подтверждается расчетами процесса торможения при посадке летательного аппарата, которые показывают, что средняя величина продольной перегрузки создаваемой РТУ и системой торможения колес, позволяет обеспечить требуемую длину пробега, при этом нагрузки на шасси при касании ВПП не превышают эксплуатационных значений.