Аэродромная установка для аварийного торможения самолетов

Изобретение относится к области авиации, в частности к оборудованию взлетно-посадочных полос. Устройство для аварийного торможения самолетов содержит участок взлетно-посадочной полосы с подъемом. Участок с подъемом уложен на эстакаду с бортами, оборудованную электрической лебедкой. По обе стороны продольной оси эстакады закреплены пара параллельных внешних бордюров, расходящихся в разные стороны и замыкающихся на боковых краях конца ВПП. Верхний участок бордюров выполнен с помощью наклонных откидывающихся бортов. Между параллельными внутренними бордюрами размещены датчики скорости движения самолета. При остановке самолета датчики включают за задними колесами самолета два выдвижных тормозных шлагбаума. Шлагбаумы выдвигаются на полозьях по колеям через отверстия в борту эстакады и фиксируются между внутренними и внешними бордюрами с опорой на них, а также на колеи и тормозные упоры, закрепленные на эстакаде. Достигается безопасное аварийное торможение летательных аппаратов. 20 ил.

 

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

Известна установка для торможения самолетов, содержащая улавливающий канат, соединенный с канатами тормозных механизмов, командный канат, расположенный параллельно улавливающему канату на стойках, смонтированных на боковых участках концевой полосы торможения взлетно-посадочной полосы, и каждая включает два рычага и основание, при этом первый из них установлен на оси, размещенной в основании, зафиксирован в вертикальном положении срезным пальцем со стопором, размещенным в этом же основании, и снабжен системой блоков, расположенной на верхнем конце рычага и несущей командный канат, а второй рычаг выполнен в виде портала, внутренний размер которого больше наружного размера первого рычага, один конец его установлен на другой оси, также размещенной в указанном основании, снабжен крюком, фиксирующем командный канат в натянутом положении и рычаг - в горизонтальном, храповыми колесами, взаимодействующими с подпружиненными собачками, установленными в том же основании, и сегментом с канавкой и двумя чеками со срезанными штифтами, расположенными на другом конце рычага, фиксирующими улавливающий канат, каждая чека соединена с гибким фалом, закрепленным на боковом участке полосы торможения, а между стойками вдоль осевой линии оси второго рычага равномерно по ширине поверхности концевой полосы торможения размещены гибкие ограничители подъема, одни концы которых закреплены на указанной поверхности, а другие соединены с улавливающим канатом легкоразрушаемыми элементами [1].

Известно также устройство для торможения самолетов, включающее углубленную в конце взлетно-посадочной полосы (ВПП) емкость, заполненную тормозной средой, а на дне емкости по внешней ее площади установлены электромагниты, соединенные с источником постоянного тока, который, в свою очередь, соединен с ЭВМ, связанной с командным блоком и датчиками, установленными перед емкостью, в конце ее и по обеим сторонам [2].

Недостатком известного устройства [1] являются провисание командного и улавливающего канатов на оси ВПП, а также трудности в эксплуатации канатно-блочных систем в условиях зимнего периода времени.

Недостатком известного устройства [2] является отсутствие оперативности в получении нужной вязкости ферромагнитной жидкости (ФМЖ) в емкости, особенно в зимний период времени.

Задачей изобретения является создание устройства, обеспечивающего оперативное, надежное, плавное и безопасное аварийное торможение разных типов самолетов при любых погодных условиях, при любой скорости движения самолета по ВПП.

Поставленная задача решается тем, что участок посадочной полосы укладывается с подъемом, которым обеспечивается оперативное, надежное и плавное аварийное торможение самолета. Участок посадочной полосы укладывается на эстакаду с бортами, в верхней части которой вдоль по обе стороны ее продольной оси закреплены пара параллельных внутренних и пара параллельных внешних бордюров, причем пара параллельных внутренних бордюров на определенной высоте эстакады расходится в разные стороны и замыкается на боковых краях конца ВПП, при этом верхний участок расходящихся внутренних бордюров выполнен с помощью наклонных откидных бортов, управляемых датчиками, установленными на продольной оси эстакады в створе каждой пары откидывающихся бортов.

На верху эстакады устанавливают электрическую лебедку, а по всей длине эстакады между внутренними бордюрами размещают датчики, контролирующие скорость движения самолета и при остановке самолета включающие за задними колесами самолета два выдвижных тормозных шлагбаума, которые перемещаются через сквозные отверстия в борту эстакады во внутреннем и внешнем бордюрах, на которые они опираются.

Заявляемое изобретение поясняется чертежами, где на Фиг. 1 дан общий вид установки, вид сверху; на Фиг. 2 - общий вид установки, вид сбоку; на Фиг. 3 - разрез А-А; на Фиг. 4 - разрез А-А, фрагмент; на Фиг. 5 - электромеханический датчик, вид сверху; на Фиг. 6 - электромеханический датчик, продольный разрез; на Фиг. 7 - электромеханический датчик, продольный разрез, фрагмент 1; на Фиг. 8 - электромеханический датчик, продольный разрез, фрагмент 2; на Фиг. 9 - электрический контакт 19, продольный разрез; на Фиг. 10 - электровыключатель 21; на Фиг. 11 - выдвижной тормозной шлагбаум 10, поперечный разрез; на Фиг. 12 - крепление тормозных барьеров 57 на участке 1; на Фиг. 13 - выдвижной тормозной шлагбаум 10 в положении «выдвинут», вид сверху; на Фиг. 14 - выдвижной тормозной шлагбаум 10 в положении «выдвинут», продольный разрез; на Фиг. 15 - выдвижной тормозной шлагбаум 10 в положении «убран», продольный разрез; на Фиг. 16 - общий вид убираемой складной рамы 44 откидного борта 9; на Фиг. 17 - убираемая складная рама 44 откидного борта 9, вид сбоку; на Фиг. 18 - узел запирания опорной складной рамы 44; на Фиг. 19 - узел запирания откидного борта 9; на Фиг. 20 - схема складирования убираемой складной опорной рамы 44.

Аэродромная установка для аварийного торможения самолета состоит из участка 1 посадочной полосы, имеющего подъем и уложенного на эстакаде 2 с опорами 3 и бортами 4. На верхней части эстакады 2 вдоль и по обе стороны продольной оси участка 1 закреплены пара параллельных направляющих внутренних бордюров 5 и пара параллельных направляющих внешних бордюров 6. Направляющие бордюры имеют наклонные стенки. На определенной высоте эстакады 2 параллельные направляющие внутренние бордюры 5 расходятся в разные стороны и замыкаются на боковых краях 7 конца ВПП 8. Верхний участок расходящихся внутренних бордюров 5 выполнен с помощью откидывающихся бортов 9. На верхней части эстакады 2 равномерно вдоль продольной оси участка 1 и перпендикулярно ей установлены выдвижные тормозные шлагбаумы 10, а между параллельными внутренними бордюрами 5 установлены парные электромеханические датчики 11, на расстоянии 2,0 метров друг от друга в каждой паре. В створе каждого электромеханического датчика 11 на внутренних стенках внутренних бордюров 5 установлены парные фотоэлектродатчики 12. Электрические цепи электромеханических датчиков 11 и фотоэлектродатчиков 12 соединены с электромоторами 13 выдвижных тормозных шлагбаумов 10.

Электромеханический датчик 11 выполнен из двух частей, верхней 14 и нижней 15, между которыми вставлены пружины 16 в углубления 17 в распорные прокладки 18, прикрепленные к нижней части 15, к которой прикреплены два подпружиненных электрических контакта 19, подключенные электрическими цепями 20 к электровыключателю 21, который содержит надетую на ось 22 подвижную планку 23, на одном конце которой закреплен подпружиненный наконечник 24, вставленный в двухпозиционный ограничитель 25, а на втором конце подвижной планки 23, расположенном между двух электрических магнитов 26 и 27, закреплен электрозамыкатель 28 электрической цепи реле времени 29, соединенного электрической цепью с двумя электрическими моторами 13 двух выдвижных тормозных шлагбаумов 10.

В паре электромеханических датчиков 11 у первого по ходу движения самолета 30 электромеханического датчика 11 подпружиненный контакт 19 подключен к электромагниту 26 электрического выключателя 21, а у второго по ходу движения самолета 30 электромеханического датчика 11 подпружиненный электрический контакт 19 подключен к электромагниту 27 электрического выключателя 21. Установленные в одном створе с электромеханическими датчиками 11 парные фотоэлектродатчики 12 также подключены к электромагнитам 26 и 27 электрического выключателя 21. Первая по ходу движения самолета 30 пара фотоэлектродатчиков 12 подключена к электромагниту 26, вторая по ходу движения самолета 30 пара фотоэлектродатчиков 12 подключена к электромагниту 27 электрического выключателя 21. Каждая пара электромеханических датчиков 11 электрическими цепями соединена с реле времени 29, которое электрическими цепями соединено с двумя электрическими моторами 13 двух выдвижных тормозных шлагбаумов 10, расположенных на эстакаде 2 ниже, на расстоянии, равном расстоянию между передними колесами 60 и задними колесами 40 самолета 30 плюс еще 6 метров.

Выдвижной тормозной шлагбаум 10, имеющий в сечении форму трапеции, вставлен в сквозные отверстия 31, 32, 33, выполненные в одном створе во внутреннем и внешнем бордюрах 5 и 6, а также в борту 4 эстакады 2. К нижней части выдвижного тормозного шлагбаума 10, параллельно его продольной оси, прикреплены два полоза 34 для перемещения по двум канавам 35, выполненными в участке 1 с небольшим уклоном в сторону водоотводов 36. На верхней части выдвижного тормозного шлагбаума 10, параллельно его продольной оси, закреплена зубчатая пластина 37, сцепленная с зубьями шестерни 38, жестко посаженной на валу электрического мотора 13, закрепленного на внешней стороне внешнего бордюра 6. Боковая сторона выдвижного тормозного шлагбаума 10, со стороны подъема эстакады 2, имеет полукруглую выемку 39, соразмерную с диаметром заднего колеса 40 самолета 30, а другая боковая сторона имеет вертикальный скос под упор 41, прикрепленный к участку 1. Выдвижной тормозной шлагбаум 10 выполнен из дюраля (пустотелый с ребрами жесткости), а на торцах оборудован концевыми выключателями 42.

Откидывающиеся борта 9, имеющие прямоугольную форму и выполненные из дюраля (пустотелые с ребрами жесткости), прикреплены шарнирами 43 к участку 1 и в наклонном положении опираются на складные опорные рамы 44, которые шарнирами 45 прикреплены к участку 1 (в выемках 46). Складная опорная рама 44 выполняется из дюраля (пустотелый с ребрами жесткости) и пружинной растяжкой 47 прикреплена к участку 1, зафиксирована в вертикальном положении с помощью упора 48 и подпружиненной задвижки 49, которая снабжена электромагнитом 50 и ручкой 51, прикрепленными к внутренней стороне откидывающегося борта 9, на верхних краях которого прикреплены подпружиненные задвижки 52, снабженные электромагнитами 53 и ручками 54. Вдоль продольной оси участка 1 и перпендикулярно ей в створе каждой пары находящихся друг против друга откидных бортов 9 установлены датчики 55, аналогичные электромеханическому датчику 11, которые электрической цепью соединены с электромагнитами 50 и 53 подпружиненных задвижек 49 и 52 на соответствующей паре откидных бортов 9.

На конце верхней части эстакады 2 закреплена электрическая лебедка 56, а равномерно вдоль продольной оси участка 1 и перпендикулярно ей, между внутренним бордюром 5 и внешним бордюром 6 закреплены тормозные барьеры 57 (лежачий полицейский).

На внешних бордюрах 6 равномерно установлены габаритные фонари 58, которые включает датчик 59, установленный в районе конца ВПП 8, при наезде переднего колеса 60 самолета 30 на него.

Работает установка следующим образом.

При аварийном выкатывании самолета 30 на конец ВПП 8 переднее колесо 60 самолета 30 наезжает на датчик 59, который включит габаритные огни 58 на эстакаде 2. При дальнейшем движении самолета 30 по продольной оси эстакады 2 его переднее колесо 60 наедет на первый по ходу датчик 55, который включает два электромагнита 50 подпружиненных задвижек 49 на первой паре откидывающихся бортов 9. Подпружиненные задвижки 49 открыты, и разблокированные складные опорные рамы 44 пружины 47 уложат горизонтально в выемки 46 участка 1.

Первый датчик 55 синхронно включит и два электромагнита 53 подпружиненных задвижек 52 на первой паре откидывающихся бортов 9. Подпружиненные задвижки 52 открыты, и первая пара наклоненных откидывающихся бортов 9, лишенная опоры складных опорных рам 44 и подпружиненных задвижек 52, упала на участок 1. Переднее колесо самолета 30 наезжает на второй по ходу движения самолета 30 датчик 55 и по аналогичной схеме включает электромагниты 50 и 53, которые открывают подпружиненные задвижки 49 и 52 на второй паре откидывающихся бортов 9, которые падают на участок 1. Оставшиеся стоять наклонные откидывающиеся борта 9 направляют переднее колесо 60 самолета 30 в коридор, образованный двумя параллельными внутренними бортами 5. Переднее колесо 60 самолета 30 входит в коридор из двух внутренних бордюров 5 и по ходу наезжает и включает оставшиеся датчики 55, которые поочередно валят оставшиеся до коридора откидывающиеся борта 9 на участок 1. Проезд для колес 40 задних шасси самолета 30 между внутренними и внешними бордюрами 5 и 6 свободен. Переднее колесо 60 самолета 30, двигаясь по коридору из двух внутренних бордюров 5, наезжает на первый электромеханический датчик 11 первой пары электромеханических датчиков 11.

Верхняя часть 14 электромеханического датчика 11 прижата к нижней части 15 и замыкает электрический контакт 19, который по электрической цепи 20 включает электромагнит 26 электрического включателя 21. Электромагнит 26 притянет планку 23, и электрозамыкатель 28 включает реле времени 29, которое установлено на 3-секундный интервал времени. Если до истечения 3 секунд переднее колесо 60 самолета 30 наехало на второй электромеханический датчик 11 первой пары электромеханических датчиков 11, то верхняя часть 14 второго электромеханического датчика 11 будет прижата к нижней части 15 и замкнет электрический контакт 19, который по электрической цепи 20 включит электромагнит 27, притянет планку 23 и электрозамыкатель 28 и разомкнет электрическую цепь реле времени 29. Самолет 30, двигаясь по эстакаде 2 на подъем, плавно теряет скорость, пока она не упадет до 0,6 м/сек, и тогда два метра между электромеханическими датчиками 11 очередной по ходу движения самолета 30 пары электромеханических датчиков 11 самолета 30 пройдет дольше, чем за три секунды. Если за три секунды колесо 60 самолета 30 не наедет на второй электромеханический датчик 11 очередной пары электромеханических датчиков 11, то планка 23 электровыключателя 21 останется притянутой электромагнитом 26 и электрозамыкатель 28 останется замкнутым, то реле времени 29 сработает и включит два электромотора 13 двух выдвижных тормозных шлагбаумов 10. Включенный электромотор 13 вращает шестерню 38, которая с помощью сцепления с зубчатой планкой 37 перемещает выдвижной тормозной шлагбаум 10 на полозьях 34 по выемкам 35 от борта 4 к внутреннему бордюру 5 через отверстия 33, 32, 31 борта 4, внешнего и внутреннего бордюров 5 и 6, пока концевой выключатель 42 не отключит электромотор 13. Выдвижной тормозной шлагбаум 10 установлен между внутренним и наружным бордюрами 5 и 6. Проезд для колес 40 заднего шасси самолета 30 закрыт. Реле времени 29 одновременно включает электромоторы 13 двух выдвижных тормозных шлагбаумов 10, расположенных на одной линии и ниже по эстакаде 2 от электромеханического датчика 11 на расстоянии, равном расстоянию между передними 60 и задними 40 колесами самолета 30 плюс еще 6 метров. Для ослабления удара колес 40 скатывающегося самолета 30 на выдвижной тормозной шлагбаум 10 перед выдвижным тормозным шлагбаумом 10 на участке 1 крепятся тормозные барьеры 57 (лежачий полицейский).

Если у остановившегося на эстакаде 2 самолета 30 передние колеса 60 находятся между двух пар электромеханических датчиков 11, а реле времени 29 у пройденной самолетом 30 пары электромеханических датчиков 11 не сработало, так как скорость движения самолета 30 была больше 0,6 м/сек и самолет покатился вниз по эстакаде 2, то при проезде по ходу движения пары электромеханических датчиков 11 будут поочередно включены электромагниты 27, а потом 26, и по истечению 3 секунд после проезда колеса 60 по паре электромеханических датчиков 11 реле времени 29 включит расположенные ниже по эстакаде 2 два электромотора 13 двух выдвижных тормозных шлагбаумов 10, которые выдвинутся из борта 4 и перекроют эстакаду 2. Самолет остановлен и заблокирован на эстакаде 2. Работа пары электромеханических датчиков 11 продублирована фотоэлектродатчиками 12, установленными на внутренних стенках внутренних бордюров 5, в створе с электромеханическими датчиками.

После остановки самолета 30 и эвакуации пассажиров электрической лебедкой 56 самолет 30 подтягивается вперед (на подъем), чтобы освободить от задних колес 40 самолета 30 выдвижные тормозные шлагбаумы 10. Включается электромотор 13 (пульт управления электромотором размещен на защитном кожухе электромотора 13), который вращает шестерню 38 в обратную сторону и убирает выдвинутый тормозной шлагбаум 10 в исходное положение, за борт 4 эстакады 2, и освобождает проезд для задних колес 40 самолета 30 между внутренним и внешним бордюрами 5 и 6. Аналогично убирается в исходное положение и второй выдвинутый тормозной шлагбаум 10. С помощью электрической лебедки 56 самолет 30 плавно скатывается с эстакады на ВПП 8.

Упавший откидывающийся борт 9 (одну секцию) вручную поднимают и подпирают складной опорной рамой 44, которую поднимают и фиксируют в поднятом вертикальном положении с помощью подпружиненной задвижки 49, управляемой ручкой 50. Складная опорная рама 44 зажата между упором 48 и подпружиненной задвижкой 49. Аналогичным образом поднимают и фиксируют в рабочем положении оставшиеся откидывающиеся борта 9 (секции). Между собой поднятые откидывающиеся борта 9 крепятся подпружиненными задвижками 52, управляемыми ручкой 50. Подпружиненными задвижками 52 откидывающиеся борта 9 крепятся к примыкающим к ним внутренним бордюрам 5. Эстакада 2 свободна и приведена в рабочее состояние.

Для контроля положения электровыключателей электромоторов 13 (вращение обеспечивает надвиг выдвижного тормозного шлагбаума 10 на эстакаду 2 или уборку его в исходное положение, за борт 4 эстакады 2) можно применить сигнальные электролампочки (зеленого и красного цветов) на каждом электромоторе 13 и общие сигнальные лампочки для всей эстакады.

Угол подъема, длина и ширина эстакады рассчитываются с учетом типов самолетов, принимаемых данным аэропортом, а также длиной свободного участка земли под эстакаду. Периодическое тестирование устройства осуществляется с помощью исправного самолета.

Предложенное устройство обеспечит многоразовое, оперативное, надежное, безопасное аварийное торможение разных типов самолетов при любых погодных условиях и при любой скорости движения самолета на ВПП.

Источники информации

1. Российская Федерация, патент №2174091, кл. B64F 1/02. Опубликован в БИ №27, 2001 год.

2. Российская Федерация, патент №2171212, кл. B64F 1/02. Опубликован в БИ №21, 2001 год.

Устройство для аварийного торможения самолетов, состоящее из участка посадочной полосы, уложенного с подъемом на эстакаде с бортами и оборудованного электрической лебедкой, а вдоль и по обе стороны продольной оси эстакады закреплены пара параллельных внутренних и пара параллельных внешних бордюров, причем пара параллельных внутренних бордюров на определенной высоте эстакады расходится в разные стороны и замыкается на боковых краях конца ВПП, при этом верхний участок расходящихся внутренних бордюров выполнен с помощью наклонных откидывающихся бортов, управляемых датчиками, установленными на продольной оси эстакады в створе каждой пары откидывающихся бортов, а вдоль верхнего участка эстакады, между параллельными внутренними бордюрами, равномерно размещены датчики, контролирующие скорость движения самолета и при остановке самолета включающие за задними колесами самолета два перекрывающих эстакаду выдвижных тормозных шлагбаума, которые через отверстия в борту эстакады, во внутренних и внешних бордюрах перемещаются на полозьях по колеям в эстакаде и фиксируются между внутренними и внешними бордюрами с опорой на них, а также на колеи и тормозные упоры, закрепленные на эстакаде.