Устройство для аварийного торможения самолетов

Устройство для аварийного торможения самолетов

Реферат

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к наземному оборудованию для обслуживания летательных аппаратов, и может быть использовано для аварийного торможения самолетов. Целью изобретения является расширение эксплуатационных возможностей устройства. Цель достигается тем, что в известном устройстве, содержащем основной 11 и командный 5 тросы, средства для подъема основного троса в форме шарнирно закрепленных на взлетно-посадочной полосе (ВПП) двух штанг 1 и 2 с узлами крепления тросов, штанга 2 выполнена изогнутой в сторону штанги 1, а узел крепления основного троса выполнен в виде двуплечего рычага 12, шарнирно закрепленного на штанге 2. Одно плечо рычага взаимодействует со штырем запорного элемента узла, а другое - со свободным концом стержня 16. При этом конец стержня 16 пропущен в отверстие ступицы шарнира узла крепления штанг к ВПП. При работе устройства трос 11 освобождается из опорного узла, поворачивая рычаг 12, не разрушая его. Таким образом изобретение позволяет повысить его эксплуатационные возможности, так как может быть быстро приведено в готовность после улавливания самолета. 1 з. п. ф-лы. 12 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к наземному оборудованию для обслуживания летательных аппаратов, и может быть использовано для аварийного торможения самолетов в конце ВПП. Целью изобретения является расширение эксплуатационных возможностей устройства. На фиг. 1 изображено устройство для торможения самолета в исходном положении; на фиг. 2 штанга в исходном и крайнем левом положениях, вид сбоку; на фиг. 3 штанга в момент наезда на нее колеса передней опоры шасси, вид сбоку; на фиг. 4 штанга в момент наезда на нее колеса основной опоры шасси, вид сбоку; на фиг. 5 схема положения штанги в момент начала сброса командного троса с вилки; на фиг. 6 вид А на фиг. 4; на фиг. 7 вид Б на фиг. 6; на фиг. 8 вид В на фиг. 7; на фиг. 9 вид Б-Б на фиг. 6; на фиг. 10 узел I на фиг. 2; на фиг. 11 вид D на фиг. 10; на фиг. 12 вид Е на фиг. 10. Устройство для торможения самолета содержит равномерно размещенные поперек ВПП штанги 1 и 2, одни концы которых соединены. Штанга 1 выполнена из прямолинейного жесткого элемента, например из стальной трубы. Вторая штанга 2 изогнута в сторону штанги 1. Концы штанг 1 и 2 соединены дугообразным элементом 3. Вилка 4 предназначена для поддержания командного троса 5 на позиции захвата передней опоры шасси и установлена таким образом, что рабочая поверхность ее впадины, обращенная в сторону набегающего самолета, расположена относительно горизонтали под углом. Штанги 1 и 2 установлены с возможностью поворота в вертикальной плоскости, направленной вдоль ВПП, вокруг расположенных на одной линии осей цилиндрического шарнира 6. Каждая из осей шарнира 6 свободно пропущена через отверстия, выполненные в ступицах 7, и в кронштейнах 8, неподвижно смонтированных на поверхности ВПП. Штанги 1 и 2 неподвижно закреплены на ступице 7. Для исключения возможности отскока штанг 1 и 2 при ударе их о поверхность ВПП в процессе перевода основного троса на позицию захвата каждая из штанг снабжена стопорным механизмом в виде жестко установленного на ступице 7 храпового колеса 8 с зубьями которого имеет возможность взаимодействия шарнирно установленная на кронштейне 9 подпружиненная собачка 10. На конце штанги 2 размещен узел для крепления основного троса 11 в его исходной позиции. Указанный узел выполнен в виде двуплечего рычага 12, шарнирно установленного на конце штанги 2. Рычаг 12 одним плечом примыкает к подпружиненному штырю 13, свободно пропущенному через отверстие направляющей 14. Штыри 12 шарнирно связаны с одними концами плоских пружинных элементов 15, другие концы которых шарнирно закреплены на ступицах 7. Другое плечо рычага 12 опирается на верхний конец стержня 16. Нижний конец стержня 16 установлен на оси цилиндрического шарнира 6 в отверстии 17, выполненном в ступице 7. Верхний конец стержня 16, двуплечий рычаг 12 и штырь 13 образуют гнездо для размещения основного троса 11. Величина стрелы прогиба штанги 2 выбрана в соответствии с требуемой величиной перемещения штыря 13 для обеспечения возможности освобождения основного троса 11 из гнезда при наезде на штангу колеса основных опор шасси. В теле оси цилиндрического шарнира 6 выполнен секториальный паз 18, образующий полость с внутренней поверхностью ступицы 7, причем отверстие 17 размещено с возможностью периодического совмещения с указанной полостью. Устройство снабжено также ограничителем поперечного перемещения стержня 16 в виде кольца 19, закрепленного на штанге 2. Стержень 16 размещен внутри кольца с зазором 1.2 мм. В исходном положении командный трос 5 уложен на вилках 4, а основной трос 11 пропущен через конец штанги 2. Концы тросов 5 и 11 соединены с тормозными органами, в качестве которых применены, например, тормозные барабаны 20 и 21. При этом на концах командного троса 5 образованы петли 22, длина которых выбирается в зависимости от базы самолета с учетом упругих свойств троса. Устройство работает следующим образом. В конце ВПП передняя опора шасси самолета, войдя в контакт с расположенным на позиции захвата командным тросом 5, улавливается последним. При дальнейшем движении самолета передняя пора шасси, преодолевая силы упругости командного троса 5, вытягивает последний в направлении движения, выбирая петли 22. При этом командный трос 5 за счет сил упругости поворачивается против движения часовой стрелки штанг 1 и 2 (см. фиг. 2). Первыми начинают поворачиваться штанги, расположенные вблизи места захвата троса, далее процесс поворота штанг последовательно распространяется на штанги, расположенные слева и справа. После полной выборки петель 22 командного троса 5 включается действие тормозных нагрузок, создаваемых тормозными барабанами 20. В то же время поворачивающиеся штанги 1 осуществляют подъем основного троса 11, причем подъем начинается с участка, пересекаемого осью самолета, и по мере движения самолета поднимаются смежные участки троса 11 на позицию захвата. При повороте штанг 1 и 2 в момент достижения основным тросом 11 нижней границы позиции захвата 23 рабочая поверхность впадины вилки 4, обращенная в сторону набегающего самолета, составляет относительно вытянутой части командного троса 5 угол (фиг. 5). В этот момент происходит выход командного троса 5 из вилки 4. Подпружиненная собачка 10, взаимодействуя с храповым колесом 8, предотвращает возврат штанг 1 в исходное положение, который может произойти после выхода командного троса 5 из вилки 4 из-за воздействия на штанги упругих сил, возникающих при натяжении основного троса 11. В процессе поворота штанг 1 и 2 ступица 7 поворачивается вокруг оси цилиндрического шарнира 6 вместе с штангами 1 и 2 и стержнем 16, установленным в отверстии 17 ступицы 7. При совмещении отверстия 17 с секториальным пазом 18 стержень опускается в полость, образованную указанным пазом 18 и внутренней поверхностью ступицы 7, и свободно устанавливается в полости, удерживаемый от поперечного перемещения кольцом 19. При этом освобождается одно из плеч рычага 12 (см. фиг. 2 и 7). В момент достижения основным тросом 11 позиции захвата на длине горизонтального участка, превышающей ширину колеи основных опор шасси, последние улавливаются основным тросом 11. При дальнейшем движении самолета основные опоры увлекают за собой трос 11, который, воздействуя на плечо рычага 12 каждой из штанг 2, поворачивает указанные рычаги 12 вокруг их осей вращения, открывая гнезда для размещения основного троса 11 и освобождая последний. Приложенные к концам командного 5 и основного 11 тросов тормозные нагрузки от тормозных барабанов 20 и 21 рассеивают кинетическую энергию самолета, останавливая его в пределах заданной дистанции. В случае наезда колеса передней опоры шасси на штангу 2 (см. фиг. 3) она под действием веса самолета и за счет упругости материала выпрямляется, соскакивая с фасонного прилива вилки 4, после чего элемент 3, поворачиваясь вокруг шарнирного крепления, падает на поверхность ВПП. При дальнейшем движении колеса передней опоры шасси последнее ударяет в штангу 1 и опрокидывает ее на поверхность ВПП. В момент удара командный трос 5 выходит из контакта с вилкой 4 и улавливает переднюю опору шасси. Далее процесс торможения осуществляется так же, как и в описанном выше случае попадания передней опоры шасси между штангами. Причем штанга 2, на которую произведен наезд, после съезда с нее колеса передней опоры шасси, поворачивается против часовой стрелки основным тросом 11, поднимаемым соседними штангами. В случае наезда колеса основной опоры шасси на одну из штанг 2 (см. фиг. 4) плоский пружинный элемент 15 под действием веса самолета прогнется на величину стрелы прогиба штанги 2, при этом штырь 13, перемещаясь в отверстии направляющей 14, освобождает основной трос 11 из гнезда, после чего происходит улавливание основной опоры шасси основным тросом 11. Стержень 16 под действием веса самолета также прогибается, освобождая одно из плеч двуплечего рычага 12 и обеспечивая возможность его поворота вокруг своей оси под воздействием троса 11. Далее процесс торможения происходит так же, как и при отсутствии наезда колеса основной опоры шасси на одну из штанг 1. При этом штанги, на которые произведен наезд, под действием веса самолета складываются, а элемент 3 выгибается наружу и сминается колесом. После наезда на штангу колеса передней или основной опоры шасси штанга подлежит замене. Учитывая, что расстояние между штангами довольно большое, вероятность наезда передней или основной опоры шасси на штангу при рулении очень мала. Основные характеристики устройства выбираются в зависимости от типа самолета. Так, для самолета ЯК-42 основные характеристики устройства следующие: 1. Тормозные нагрузки: на переднюю опору шасси 10.12 т. на основные опоры шасси 56 т. 2. Диаметры тросов в зависимости от тормозных нагрузок, взяты: командного троса 18 мм. основного троса 34 мм. 3. Шаг расположения штанг в зависимости от колеи самолета 3 м. 4. Длина свободных петель на концах командного троса в зависимости от базы самолета и с учетом упругих свойств троса 8.10 м. Выполнение штанги изогнутой, а узла для крепления основного троса в виде двуплечего рычага, шарнирно установленного на штанге и примыкающего одним плечом и подпружиненному штырю запорного элемента, а другим плечом опирающегося на стержень, размещенный между концами штанги, позволяет освобождать основной трос из гнезда, поворачивая двуплечий рычаг вокруг его оси, не разрушая последний. Установка нижнего конца стержня на оси цилиндрического шарнира в отверстии, выполненного в ступице, а также выполнение в теле оси секторального паза, образующего полость с внутренней поверхностью ступицы, и размещение отверстия в ступице с возможностью периодического совмещения с полостью, позволяет при повороте штанги и совмещении отверстия в ступице с полостью стержню опускаться в полость и освобождать одно из плеч двуплечего рычага для его поворота вокруг своей оси, чем обеспечивается открытие гнезда и освобождение основного троса. Снабжение устройства ограничителем поперечного перемещения стержня в виде кольца, закрепленного на штанге, и размещение при этом стержня внутри кольца с зазором позволяет удерживать стержень от падения на полосу и выхода из отверстия в ступице в момент переворота штанги и свободно удерживать стержень в полости при крайнем левом положении штанги. Заявляемое устройство для аварийного торможения может быть использовано кроме обычных аэродромов и тем, где высока вероятность прерванного взлета из-за погодных условий, а также на укороченных полосах в качестве постоянно действующего устройства торможения самолета, т.е. расширяются эксплуатационные возможности устройства.

Формула изобретения

1. УСТРОЙСТВО ДЛЯ АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ, содержащее расположенный на поверхности взлетно-посадочной полосы основной трос, соединенный концами с тормозными механизмами, командный трос, расположенный параллельно основному тросу и соединенный с ним равномерно распределенными по длине тросов средствами для подъема основного троса, выполненными в виде двух штанг, одни концы которых жестко соединены между собой и закреплены на поверхности взлетно-посадочной полосы, а другие обращены в сторону набегающего самолета и снабжены узлами крепления тросов и соединены упругим дугообразным элементом, при этом узел крепления основного троса содержит запорный элемент в виде закрепленного на свободном конце штанги подпружиненного штыря, а узел крепления штанг к поверхности взлетно-посадочной полосы содержит цилиндрический шарнир со стопорным механизмом в виде жестко установленного на ступице оси шарнира храпового колеса с подпружиненным фиксатором, отличающееся тем, что, с целью расширения эксплуатационных возможностей, в нем штанга с узлом крепления основного троса выполнена изогнутой в сторону другой штанги с образованием профиля из трех прямолинейных участков, в ступице цилиндрического шарнира выполнено радиально отверстие, а в самом шарнире - секторный паз, образующий полость с внутренней поверхностью ступицы, между концами изогнутой штанги размещен стержень, конец которого пропущен в радиальное отверстие ступицы и взаимодействует с цилиндрической поверхностью шарнира, узел крепления основного троса выполнен в виде двуплечего рычага, шарнирно закрепленного на конце изогнутой штанги и взаимодействующего одним плечом с подпружиненным штырем запорного элемента, а другим - со свободным концом стержня. 2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что оно снабжено ограничителем поперечного перемещения стержня, выполненным в виде кольца, закрепленного на концевом участке изогнутой штанги со стороны узла крепления основного троса, при этом стержень размещен внутри кольца с зазором.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12