способ спасения аварийного самолета

Формула изобретения

Способ спасения аварийного самолета, отличающийся тем, что при возникновении аварийной ситуации из корпуса самолета выбрасывают эластичную емкость, соединенную с корпусом самолета системой тросов и связанную с системой подачи в нее газа легче воздуха, затем подают в емкость газ легче воздуха.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к способам спасения людей при безвыходной аварийной ситуации на самолете.

Для оценки новизны и технического уровня заявленного решения рассмотрим ряд известных заявителю технических средств аналогичного назначения, характеризуемых совокупностью сходных с заявленным изобретением признаков, известных из сведений, ставших общедоступными до даты приоритета изобретения.

Известен способ спасения пассажиров самолета, заключающийся в использовании парашютов, который характеризуется тем, что при изготовлении самолета снабжают его тремя автономными самосрабатывающими, отстреливающимися парашютными системами для хвостовой, средней и носовой частей, а также кумулятивными взрывными устройствами для указанных частей и для крыльев, причем при безвыходной аварийной ситуации приводят в действие кумулятивные взрывные устройства и разделяют самолет на три вышеуказанные части и одновременно аналогичной кумулятивной взрывной системой отделяют крылья и одновременно приводят в действие парашютные системы хвостовой, средней и носовой частей самолета, см. патент РФ № 2281886.

Известен способ спасения экипажа и пассажиров самолета, заключающийся в использовании парашютных систем, который характеризуется тем, что при изготовлении самолета его снабжают несколькими автономными самосрабатывающими отстреливающимися парашютными системами, установленными на блоках из трех или четырех кресел, при этом блоки кресел снабжают автономными самозакрывающимися при полете корпусами для открытой передней части кресел, при этом корпусы выполнены металлическими и закрывающимися с обеспечением герметичности образовавшегося пространства, а кресла снабжают запасом сжатого воздуха на 2-3 ч, емкость для которого оборудуют автоматическим клапаном для подачи воздуха в кресельное пространство сразу после закрытия корпуса, причем блоку кресел обеспечена плавучесть при попадании в воду, а центр тяжести блока кресел находится ниже середины высоты кресел, которая составляет золотое сечение (т.е. 1,618 м), при этом разделение самолета в воздухе осуществляют в определенной последовательности: сначала отделяются нос, фюзеляж, крылья и хвост, через несколько мгновений от частей с находящимися там людьми отделяется крыша и в последнюю очередь отделяются блоки кресел с людьми, причем каждый блок кресел снабжают автоматическим устройством для отделения после приземления корпуса от блока кресел, который во время спуска блокируется, а после спуска автоматически разблокируется и загорается надпись "можно отделять корпус", при этом кнопка отделения корпуса от блока кресел снабжена зеленой лампочкой, см. патент РФ № 2320520.

В основу настоящего изобретения положено решение технической задачи спасения людей в аварийной ситуации с самолетом.

Сущность заявляемого изобретения как технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого изобретением технического результата.

Способ спасения аварийного самолета характеризуется тем, что при возникновении аварийной ситуации из корпуса самолета автоматически либо по команде экипажа выбрасывают по меньшей одну эластичную емкость, соединенную с корпусом самолета системой тросов и связанную с системой подачи в нее газа легче воздуха, затем подают в емкость газ легче воздуха, а при приближении к месту посадки обеспечивают гашение вертикальной скорости снижения самолета путем срабатывания тормозных реактивных двигателей, установленных в нижней части корпуса самолета.

В этом заключается совокупность существенных признаков первого независимого объекта изобретения, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны.

Кроме того, заявленное решение характеризуется рядом факультативных признаков, а именно:

- предварительно максимально возможно снижают горизонтальную скорость самолета;

- поддерживают положение самолета относительно поверхности земли, необходимое для обеспечения его планирования;

- место расположения включаемых тормозных реактивных двигателей, установленных в нижней части корпуса самолета, и величину развиваемой ими тяги выбирают исходя из условия сохранения самолетом при посадке горизонтального положении;

- на днище самолета устанавливают резинонадувную систему для компенсации ударных воздействий на корпус самолет самолета в момент его контакта с поверхностью земли;

- двигатели самолета в момент выброса эластичной емкости выключают;

- при пожаре двигателей самолета обеспечивают их сбрасывание путем отделения от несущей конструкции самолета;

- предварительно сливают топливо самолета или переводят его в негорючее состояние;

- при наличии в момент посадки горизонтальной скорости обеспечивают выброс тормозных парашютов.

Заявителем не выявлены источники, содержащие информацию о технических решениях, совокупности признаков которых совпадают с совокупностью отличительных признаков заявленного изобретения.

Отдельные отличительные признаки заявленного изобретения, такие как емкости с газом легче воздуха, тормозные реактивные двигатели, известны из уровня техники, однако заявителю не известны какие-либо публикации, которые содержали бы сведения о влиянии данных отличительных признаков изобретения на достигаемый технический результат, который заключается в том, что в аварийной ситуации создают подъемную и тормозную силу, достаточную для планирования самолета к выбранному месту вынужденной посадки, перед которой обеспечивают гашение вертикальной скорости снижения путем срабатывания тормозных реактивных двигателей.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен самолет с выпущенной емкостью с газом в момент планирования к месту вынужденной посадки.

Система спасения самолета включает емкости 1, соединенные с корпусом 2 самолета системой тросов 3. Самолет снабжен резервуарами с запасом газа легче воздуха, например гелия, а также тормозными реактивными двигателями 4, установленными в нижней части корпуса 2 самолета.

Способ реализуют следующим образом.

При возникновении аварийной ситуации, например остановке двигателей, отказе систем управления, разгерметизации корпуса, когда экипажу становится ясно, что авария неизбежна, то максимально возможно снижают горизонтальную скорость самолета, после чего из корпуса 2 самолета выбрасывают эластичные емкости 1, соединенные с корпусом 2 самолета системой тросов 3 и связанные с системой подачи в них газа легче воздуха, которая находится в корпуса 2 самолета. При этом поддерживают положение самолета относительно поверхности земли, необходимое для обеспечения его планирования с помощью штатной системы управления, либо при ее отказе с помощью аварийной системы управления угловым движением самолета. При приближении к месту посадки обеспечивают гашение вертикальной скорости снижения самолета путем срабатывания тормозных реактивных двигателей 4, установленных в нижней части корпуса самолета. Место расположения включаемых тормозных реактивных двигателей 4 и величину развиваемой ими тяги выбирают исходя из условия сохранения самолетом при посадке горизонтального положении. Дополнительно на днище самолета может быть установлена резинонадувная система для компенсации ударных воздействий на корпус 2 самолета в момент его контакта с поверхностью земли. При наличии в момент посадки горизонтальной скорости обеспечивают выброс тормозных парашютов. Для исключения возможности повреждения эластичной емкости 1 двигатели самолета в момент выброса эластичной емкости выключают, а при пожаре двигателей самолета обеспечивают их сбрасывание путем отделения от несущей конструкции самолета. С этой же целью предварительно сливают топливо самолета или переводят его в негорючее состояние.

Произведенные расчеты показывают, что при радиусе эластичной емкости 6 м ее объем составит 870 м³. Объем резервуара сжатого под давлением 700 атм газа равен 1,2 м ³. При этом две эластичные емкости создадут подъемную силу в 1,64 т. Сила торможения самолета, создаваемая эластичными емкостями, будет определяться их площадью, которая составит 100 м² , что превышает миделевое сечение самолета, следовательно, сила торможения будет достаточной для гашения горизонтальной скорости самолета. При радиусе эластичной емкости 10 м достаточно одной емкости, которая создаст подъемную силу в 2 т и увеличит силу торможения самолета.