СПОСОБ ВЫЗОВА СБРОСА СНЕЖНЫХ ЛАВИН Российский патент 2012 года по МПК E01F7/04 B64C30/00 

Изобретение относится к области проведения профилактических мероприятий, касающихся снежных лавин, для защиты как людей, так и железнодорожных, шоссейных дорог, производственных комплексов от заносов снега. Изобретение можно отнести также к области техники, связанной с экологической безопасностью; оно может использоваться для искусственного вызова сброса снежных лавин в заданное время.

Уровень техники

Известен способ защиты от снежных лавин путем профилактических обстрелов лавиноопасных склонов в местах скопления снега или подрыва взрывным зарядом в верхней части склона (Яблоков. Чертоги вечных снегов. Л.: Гидрометеоиздат, 1983). Недостатками такого способа борьбы с лавинами следует считать:

- необходимость строительства дорог для транспортировки тяжелого и дорогостоящего оборудования к опасным местам,

- невозможность определения действительной опасности схода лавин, т.к. их сход зависит от многих факторов (погодные условия, влажность, состояние снега и т.д.).

Известны активные профилактические мероприятия по инициированию схода снежных лавин, которые состоят в планомерном искусственном обрушении снега с лавиноопасных склонов.

Для реализации искусственного сброса снежных лавин используются артиллерийские системы и пневматические пушки, а также гаубицы и зенитные орудия.

Во многих странах применяются пневматические пушки, выстреливающие сжатым воздухом противолавинные бомбы с мощной взрывчаткой. Во Франции разработана система "GAZEX", подающая в лавиносбор газовую смесь, взрывающуюся при воспламенении.

Известно пневматическое стреляющее устройство для искусственного сброса снежных лавин (см. патент США №5370033А, 1993 г.) Устройство содержит ствол, источник сжатого газа, канал, соединяющий источник сжатого газа со стволом, блокиратор и клапан. Блокиратор перекрывает канал, соединяющий источник сжатого газа со стволом. Клапан расположен вне ствола, соединен с источником сжатого газа и управляет блокиратором. При срабатывании клапана блокиратор открывает канал, соединяющий ствол с источником сжатого газа, что обеспечивает подачу сжатого газа и выстрел. Недостатками данного устройства являются невысокая точность и ограниченный срок службы, а также потенциальные риски после каждого выстрела для людей и окружающей среды.

Известен способ выполнения операций по сходу лавин, реализуемый с помощью устройства вызова схода лавин, включающий использование вертолета как буксировщика для режущего элемента, при этом последний перемещается вертолетом на высоте 20…60 м поперек склона по линии отрыва лавины до начала схода (SU Ас №1474207, 1989). Это решение малоэффективно при сложных метеоусловиях, трудновыполнимо и небезопасно при сложном горном рельефе, малоэффективно при ледяной корке.

Известен взятый за прототип патент США №2938682, 1960, С1-244-77 Laurence E.Fogarty, Методы и средства фокусирования звуковых ударов, создаваемых самолетом. Разработаны метод и средства для концентрации звукового удара, создаваемого при пролете летательного аппарата (ЛА) со сверхзвуковой скоростью в заранее выбранном районе. Используется конструкция телескопического устройства, с помощью которого летчик может осуществлять наблюдение с целью фокусирования и концентрации звуковых ударов в месте расположения объекта на земле. Описан метод фокусирования энергии возмущений, обусловленных пролетом самолета в воздушной среде со скоростями, превышающими критическую скорость распространения волн в направлении выбранного объекта, причем летящий самолет направляется по траектории так, чтобы поддержать компоненту скорости по направлению к объекту, равной скорости звука.

Однако недостаточная точность данной системы не дает возможность использовать ее при сбросе снежных лавин.

Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение эффективности схода снежных лавин с помощью звуковых ударов путем инициирования звуковой волны, создаваемой самолетом.

Для достижения названного технического результата в способе вызова схода снежных лавин, включающем идентификацию и выбор снежной лавины со склоном круче 25…35°, инициирование звуковой волны, создаваемой самолетом, определение летчиком угла падения распространяющейся волны, вычисления траектории фокусировки звукового удара и выдерживание траектории движения с точностью до 1-2 м по логарифмической спирали плоской кривой, концентрации звукового удара в месте расположения снежной лавины, создаваемого пролетом самолета со сверхзвуковой скоростью в районе расположения заранее выбранных участков лавины, формируют пространственную структуру N-образной волны давления длиной до 150 м, при этом каждый участок выбранной снежной лавины поочередно за время, равное периоду N-образной волны давления, сначала нагружается положительным импульсом волны, а затем отрицательным импульсом.

Предлагаемый способ осуществляют с помощью самолетной системы инициирования звуковой волны, в которую включены навигационный комплекс с вычислителем, соединенным с входами системы автоматического управления (САУ) и индикатора на лобовом стекле (ИЛС) самолета. В навигационный комплекс введены: бортовая аппаратура потребителя спутниковой навигационной системы (СНС), инерциальная навигационная система (ИНС), система воздушных сигналов (СВС), радиовысотомер (РВ), радиолокационная станция (РЛС), выходы которых соединены с входом вычислителя траектории полета самолета, выход которого подключен к САУ. Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежами, приведенными на фиг.1-4.

На фиг.1 изображена структурная схема самолетной системы инициирования схода снежных лавин (ССИССЛ).

На фиг.2 приведены области повышения давления и фокусирования звукового удара.

На фиг.3 приведены зависимости превышения давления от числа М и продольной перегрузки самолета.

На фиг.4 показаны параметры индикации вычислителя траектории полета самолета.

На фиг.1 изображены:

1 - космическая часть спутниковой навигационной системы (СНС)

2 - бортовой навигационный комплекс

3 - бортовая аппаратура потребителя СНС

4 - инерциальная навигационная система (ИНС)

5 - система воздушных сигналов (СВС)

6 - индикатор на лобовом стекле (ИЛС)

7 - радиовысотомер (РВ)

8 - радиолокационная станция (РЛС)

9 - самолет

10 - вычислитель траектории полета самолета

11 - визир ИЛС

12 - система автоматического управления (САУ)

13 - летчик

14 - двигатели самолета

15 - рулевые поверхности

16 - снежная лавина

17 - ударная волна.

ССИССЛ (см. фиг.1) включает самолет 9 с навигационным комплексом 2, в котором бортовая аппаратура потребителя спутниковой навигационной системы 3, инерциальная навигационная система 4, система воздушных сигналов 5, радио-высотомер 7, радиолокационная станция 8 подключены к входу вычислителя 10, выходы которого соединены с системой автоматического управления 12 и индикатором на лобовом стекле 6.

Предлагаемый способ осуществляют в следующей последовательности. Признаками лавиноопасной местности (см. Г.М.Куваева, Г.К.Сулаквелидзе и др. Физические свойства снежного покрова Большого Кавказа. М.: Наука, 1967) являются:

- со склонов крутизной от 25 до 35° лавины иногда сходят, в особенности когда этому способствуют другие (неизвестные) причины;

- наиболее опасны склоны круче 35°, в таких местах сход лавин вероятен при каждом большом снегопаде;

- подветренные склоны благоприятны для накопления избыточного количества рыхлого снега и образования "снежных досок"; на наветренных склонах снежный покров обычно сильно уплотнен ветром и безопасен;

- склоны, обращенные на юг, благоприятны для образования мокрых лавин.

В районе пролета самолета со сверхзвуковой скоростью наиболее вероятны сходы снежных лавин со склонов круче 25…35° с подветренной стороны.

С помощью ССИССЛ формируют звуковые ударные инициированные волны для схода и разрушения снежных лавин. Вероятность точного совпадения параметров импульса N-образной волны давления пролетающего самолета с резонансными свойствами снежной лавины ("снежной доски)" на местности невелика. Известно, что точно согласовывая силу и собственную частоту "снежной доски" с периодом волны давления, можно добиться ее механического разрушения. Необходимого результата достигают при затратах энергии много меньше, чем потребовалось бы в случае механического удара (см. И.Н.Каневский. Фокусирование звуковых и ультразвуковых волн. М.: Наука, 1977, 336 с., стр.324-329).

Когда самолет (9) пролетает в воздушной среде со скоростью, равной или большей скорости распространения волн в этой среде, то самолет создает конус возмущений (конус Маха), проявляющихся в скачках давления. При разгоне, вираже-спирали, изломе траектории в вертикальной плоскости, при пикировании ЛА со сверхзвуковой скоростью отмечаются большие возмущения давлений (фокусирование ударных волн), что приводит к повреждению оконных стекол, наземных объектов и т.п.

При движении самолета (9) со сверхзвуковой скоростью в стационарной атмосфере образуется коническая огибающая возмущений 18, которая соответствует фронту скачка уплотнения. Считая, что размеры самолета малы по сравнению с пройденным расстоянием, скачок давления может рассматриваться как звуковая волна большой интенсивности, величина которой уменьшается по мере увеличения высоты полета и бокового расстояния от движущегося источника. Таким образом, если звуковые волны образовались на конечном отрезке времени, то они могут одновременно подойти к выбранной точке Т. Для того чтобы эти волны подошли одновременно, необходимо, чтобы самолет двигался по направлению к цели со скоростью звука. Если скорость самолета больше скорости звука, то составляющая скорости самолета по направлению к цели должна быть равна скорости звука α. Пусть ЛА движется со скоростью V, а заданная цель Т находится на плоскости земли, то компонента скорости самолета по направлению к цели равна V·cosθ. Эта компонента должна быть равна скорости звука α, и для фокусирования ударных волн должны выполняться соотношения:

V·cosθ=α, cosθ=1/М, θ=arccos(1/M).

Таким образом, значение угла между траекторией полета самолета и целью должно поддерживаться равным arccos(1/M), и звуковые волны, генерируемые на конечном интервале времени, будут сходиться в заданной точке в определенный момент времени.

Область распространения возмущений от сверхзвукового самолета ограничена поверхностью головной ударной волны (фронта), которая начинается от носика фюзеляжа. За головной ударной волной в атмосфере распространяется хвостовая волна и несколько промежуточных ударных волн от различных частей самолета (от крыла, хвостового оперения и т.д.). Так как в каждой ударной волне избыточное давление изменяется скачкообразно, то звуковой удар от сверхзвукового самолета воспринимается как внезапное взрывоподобное акустическое явление, как двойной или несколько быстро следующих друг за другом отдаленных взрывов, за которыми слышен слабый шум, создаваемый двигателями самолета.

Распространяясь от самолета к поверхности земли с большой Н полета, ударные волны проходят до десятков километров. На этом пути происходят существенные изменения эпюры избыточного давления. В ближнем поле от самолета (или на поверхности земли при полете ЛА на сравнительно малых высотах) эпюры избыточного давления характеризуются несколькими промежуточными ударными волнами, а изменения избыточного давления между ними может иметь линейный характер. С течением времени более сильные промежуточные ударные волны, распространяющиеся с большей скоростью, достигают и сливаются с головной ударной волной. Поэтому в дальнем поле от самолета (или пролете на сравнительно больших высотах) в атмосфере остаются только две ударные волны: головная и хвостовая с линейным профилем падения избыточного давления между ними - N-образная волна (Л.Д.Ландау, ПММ, т.IX, вып.4, 1945. Об ударных волнах на дальних расстояниях от места их возникновения).

Звуковой удар зависит от аэродинамической компоновки самолета, состояния атмосферы, рельефа местности и характера подстилающей поверхности. В зависимости от высоты полета перепад давления на поверхности земли за головной ударной волной от сверхзвукового ЛА имеет порядок 0.001…0.05% от атмосферного давления. Создаваемые сверхзвуковым самолетом возмущения сосредотачиваются в узкой зоне, непосредственно примыкающей к поверхности фронта, имеющей ширину до нескольких десятков метров. Ширина области возмущенного движения значительно меньше характерного радиуса кривизны поверхности фронта и расстояния, на котором существенно меняются параметры невозмущенной атмосферы.

Звуковой удар в боковом направлении от трассы рассматривается как веер характеристических лучей, начинающихся в какой-либо момент времени на траектории полета. При пересечении этих лучей с поверхностью земли образуется линия воздействия, а за некоторый промежуток времени - зона воздействия звукового удара 19; на фиг.2 изображена такая зона в полуплоскости XZ (ось X совпадает с проекцией траектории полета на поверхность земли) для случая полета ЛА на режиме разгона и набора высоты. Коэффициент отражения ударной волны от ровной твердой поверхности принимается равным К_отр=2. Внутри зоны выделены области с разными интенсивностями звукового удара. Как видно, звуковому удару с перепадом давления ΔР≥100 Па подвергается значительная по размерам зона: ее полуширина достигает 30-45 км, а протяженность соответствует участку трассы сверхзвукового полета.

В начале зоны располагается наиболее сильная с точки зрения звукового удара область, соответствующая малым сверхзвуковым скоростям полета (фиг.3), когда ускорение самолета приводит к заметному усилению звукового удара или к фокусировке. В этом случае к поверхности снежной лавины приходят лучи, отразившиеся от каустики.

Основной характеристикой звукового удара является распределение в ударной волне избыточного давления Р от времени t. Эпюра избыточного давления P(t) падающей на поверхность земли ударной волны зависит от многих факторов: компоновки самолета и режима его обтекания, веса, числа М, угла атаки и др. Распространение возмущений от самолета вдоль траектории некоторого фиксированного звукового луча происходит квазиодномерно, т.е. независимо от других лучей. Звуковой удар от самолета при полете на больших высотах определяется в основном подъемной силой. С уменьшением высоты полета увеличивается вклад объема и при полете на сравнительно низких высотах звуковой удар от самолета почти не зависит от подъемной силы и определяется объемом.

Слабые возмущения, создаваемые в атмосфере, распространяются характеристическими поверхностями, расходящимися от траектории полета ЛА со скоростью относительно частиц воздуха, равной местной скорости звука. Если увеличивать ускорение самолета, то коэффициенты в уравнении звукового удара обращаются в бесконечность. В этом случае возникает фокусировка возмущений, вызванная маневром самолета. При фокусировке возмущений траектории звуковых лучей имеют огибающую - каустику. Вблизи каустики избыточное давление и средняя кривизна фронта становятся бесконечно большими.

Навигационный вычислитель 10 выполняет решение задачи полета по логарифмической спирали плоской кривой, уравнение которой в полярных координатах имеет вид (фиг.4):

log_αρ=С·φ,

где ρ - радиус-вектор, φ - угол поворота вектора, С - постоянная.

В процессе полета летчик по экрану РЛС (8) с помощью визира ИЛС (11) находит наземные лавины, на которые должен быть сфокусирован звуковой удар. Процесс выхода на цель с помощью РЛС (8), связанной с вычислителем траектории фокусировки звукового удара (10), должен обеспечиваться с прецизионной точностью (до 1-2 м) полета по заданной траектории. Для этого вычислитель связан с СНС (3), ИНС (4), СВС (5), РВ (7), которые выдают для этого расчета информацию.

Возбуждение колебаний звуковым ударом в основном определяется углом падения распространяющейся волны по воздуху. Пространственная структура N-образной волны давления для тяжелого самолета может иметь длину до 150 м, поэтому лавины могут подвергаться самым разнообразным нагрузкам в зависимости от структуры и направления распространения ударной волны. Каждый участок лавины поочередно за время, равное периоду N-волны давления, сначала нагружается положительным импульсом волны, а затем отрицательным импульсом. Такая смена нагрузок может вызвать неустановившиеся низкочастотные колебания лавины.

Изобретение относится к области проведения профилактических мероприятий, касающихся снежных лавин, в частности к искусственному вызову сброса лавин в заданное время. Способ вызова сброса снежных лавин звуковыми ударами, создаваемыми при пролете ЛА со сверхзвуковой скоростью в районе расположения заранее выбранной цели, включает наблюдение и прицеливание летчика через визир индикатора на лобовом стекле на подстилающую поверхность земли. При помощи вычислителя траектории полета самолета строится расчетная траектория полета по логарифмической спирали. Для фокусирования звукового удара над участком выбранной цели обеспечивается движение ЛА по траектории полета с точностью до 1-2 м относительно расчетной траектории виража-спирали. Для вызова схода лавины формируют пространственную структуру N-образной волны давления. Каждый участок снежной лавины поочередно за время, равное периоду N-образной волны давления, сначала нагружается положительным импульсом волны, а затем отрицательным импульсом. Достигается повышение эффективности схода снежных лавин с помощью звуковых ударов путем инициирования звуковой волны, создаваемой самолетом. 4 ил.

Способ вызова сброса снежных лавин звуковыми ударами, создаваемыми при пролете ЛА со сверхзвуковой скоростью в районе расположения заранее выбранной цели, включающий наблюдение, прицеливание летчика через визир индикатора на лобовом стекле на подстилающую поверхность земли - снежную лавину с помощью вычислителя - построение расчетной траектории полета виража-спирали, движение ЛА по траектории полета с точностью до 1-2 м относительно расчетной траектории виража-спирали для фокусирования звукового удара над участком выбранной цели, отличающийся тем, что для вызова схода лавины формируют пространственную структуру N-образной волны давления, при этом каждый участок снежной лавины поочередно за время, равное периоду N-образной волны давления, сначала нагружается положительным импульсом волны, а затем отрицательным импульсом.