СПОСОБ И СИСТЕМА КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ НА БОЛЬШИХ ИНДИКАТОРНЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА Российский патент 2023 года по МПК B64D25/112 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности, к аварийному покиданию, и может способствовать существенному повышению травмобезопасности процесса катапультирования при больших индикаторных скоростях полета.

Снижение уровня воздействия на летчика динамических условий катапультирования в случае применения в аварийной ситуации катапультного кресла (КК) может быть обеспечено прежде всего за счет оптимизации аэродинамической схемы КК и характеристик энергодатчиков КК - стреляющего механизма (СМ) и ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ).

Такая оптимизация предполагает реализованное, например, на российском КК К-36Д-3,5 применение вертикальной стабилизации и изменение баллистических характеристик СМ в зависимости от массы расположенного в КК летчика в снаряжении и тяговых характеристик РДТТ в зависимости от массы летчика в снаряжении и скорости полета самолета в момент инициации КК (см. А.Н. Лившиц. Аварийное покидание летательного аппарата. Радис - РРЛ, Москва, 2017).

При выполнении всех требований по обеспечению необходимых траекторий движения летчика в КК относительно покидаемого самолета и абсолютных траекторий движения летчика сначала в КК, а затем на парашюте, относительно поверхности приземления (приводнения), такая оптимизация характеристик КК позволяет уменьшить неблагоприятное воздействие условий катапультирования, обусловленных воздействием прежде всего линейных перегрузок в направлении «спина-грудь» n_x и в направлении «голова-таз» n_y.

При этом регулирование баллистических характеристик СМ КК К-36Д-3,5 обеспечивается путем стравливания в зависимости от массы летчика части пороховых газов из внутренней полости работающего СМ в атмосферу.

Регулирование значения результирующей тяги двухсоплового РДТТ обеспечивается симметричным изменением угла установки каждого из двух сопел, так что вектор результирующей тяги всегда находится в плоскости симметрии КК.

Для того чтобы при катапультировании работающий РДТТ не оказал неблагоприятного влияния на динамику углового движения системы на малых и средних скоростях, когда система аэродинамической стабилизации КК может оказаться малоэффективной, во всех случаях вектор результирующей тяги проходит через некоторую окрестность вблизи центра масс (ЦМ) системы так, чтобы возможный эксцентриситет тяги был не более ±50 мм.

При расположении РДТТ в нижней части КК (на всех современных КК) такое необходимое направление результирующей тяги приводит к тому, что угол между вектором тяги и спинкой кресла или связанной осью OY КК оказывается равным 21,5°÷25° и, соответственно, со связанной осью ОХ кресла - 68,5°÷65°.

На фиг. 1 представлено положение летчика в КК и направление вектора тяги (ВТ) РДТТ относительно кресельных осей ОХ и OY

При высокой эффективности системы стабилизации российских КК последних поколений типа К-36Д, К-36Д-3,5, К-36Д-5 в случае катапультирования летчика в высокоскоростной аэродинамический поток КК движется с небольшими углами атаки и скольжения, т.е. положение связанной оси ОХ кресла близко к направлению скорости набегающего потока.

При указанном угловом положении вектора результирующей тяги относительно осей КК и позвоночника катапультирующегося летчика при наличии аэродинамической подъемной силы, действующей на систему, работа РДТТ приводит к дополнительному существенному нагружению позвоночника летчика вдоль оси OY за счет тяги РДТТ.

В то же время значительное инерционное нагружение тела летчика в результате интенсивного торможения системы в потоке вдоль оси ОХ в очень незначительной степени уменьшается за счет составляющей результирующей тяги РДТТ вдоль оси ОХ.

Задачей изобретения является снижение уровня воздействующих на летчика перегрузок при катапультировании на больших индикаторных скоростях полета и, следовательно, повышение травмобезопасности процесса катапультирования.

Поставленная задача решается при катапультировании на больших индикаторных скоростях полета (V_i≥1100 км/час) поворотом на определенный угол (например, минус 30°) на начальном этапе катапультирования поперечно установленного на КК корпуса РДТТ относительно его продольной оси, параллельной связанной оси OZ КК.

В этом случае при обеспечении необходимых траекторий КК относительно самолета и стабилизированного углового движения системы в скоростном аэродинамическом потоке реализуются меньшее значение составляющей тяги РДТТ вдоль оси OY кресла и большее значение составляющей тяги вдоль оси ОХ.

Уменьшение составляющей тяги РДТТ вдоль оси OY приводит к значительному уменьшению нагрузки позвоночника летчика в момент отделения КК от самолета в конце работы СМ при включении РДТТ с помощью датчика хода. Такое уменьшение перегрузки n_y оказывается около 3 ед.

Возникающий при изменении направления результирующей тяги значительный положительный момент относительно оси OZ за счет большого эксцентриситета тяги работающего РДТТ приводит к перебалансировке КК на большие углы атаки.

Движение КК на увеличенных углах атаки способствует снижению коэффициента аэродинамического сопротивления КК, что при одновременном существенном увеличении составляющей тяги РДТТ вдоль оси ОХ приводит к значительному снижению интенсивности торможения КК в потоке.

В то же время, при увеличении угла атаки увеличивается коэффициент аэродинамической подъемной силы системы, приводящий к изменению ускорения вдоль оси OY КК в большую сторону, что может быть частично или полностью скомпенсировано уменьшением составляющей тяги РДТТ вдоль оси OY.

Поэтому все вышесказанное приводит прежде всего к значительному снижению уровня воздействующих на летчика перегрузок n_x в направлении «спина-грудь» при незначительном изменении перегрузок n_y в направлении «голова-таз» и, соответственно, повышает травмобезопасность процесса катапультирования на больших скоростях полета.

Эффект от заявляемого изобретения представлен на фигурах 2, 3.

На фиг. 2 представлено изменение по времени действующих на летчика минимальной массы перегрузок n_x и n_y при катапультировании на скорости V_i=1100 км/час и V_i=1300 км/час при существующей схеме функционирования РДТТ на КК К-36Д-3,5 (Δϕ=0) и в случае использования предлагаемого способа дополнительного снижения воздействия (Δϕ=30°).

На фиг. 3 представлено аналогичное изменение по времени действующих на летчика перегрузок n_x и n_y в случае максимальной массы летчика.

Как следует из приведенных результатов расчетов (фиг. 2, 3), максимальный уровень n_x уменьшается на более чем 5 ед., при этом максимальный уровень n_y после отделения КК практически не изменяется.

Фиг. 4 представляет систему снижения уровня воздействующих на летчика перегрузок при катапультировании на больших индикаторных скоростях полета.

Предлагаемый способ снижения уровня воздействующих на летчика перегрузок при катапультировании на больших индикаторных скоростях полета реализуется с помощью специальной системы, прототипом которой служит система КК К-36Д-3,5, содержащая процессорный блок автоматики КК, имеющий информационную связь с бортом самолета, систему вертикальной аэродинамической стабилизации КК, механизм изменения баллистических характеристик СМ КК в зависимости от массы летчика в снаряжении и величины результирующей тяги РДТТ в зависимости от массы летчика в снаряжении и скорости полета самолета в момент катапультирования, блок коммутации КК.

Заявляемая система включает следующие основные элементы (фиг. 4) и работает следующим образом.

Процессорный блок системы автоматики КК 1, имеющий информационную связь с бортом самолета 2, на основании полученных информационных данных о значении параметров, характеризующих режим полета самолета в момент катапультирования, в соответствии с используемыми алгоритмами вырабатывает, кроме стандартных, дополнительную управляющую команду на поворот корпуса РДТТ.

Эта управляющая команда в блоке коммутации КК 3 преобразуется в силовую электрическую команду, подрывающую пирозаряд специального пироинициатора 4, после чего образовавшиеся пирогазы приводят к срабатыванию пиротолкателя 5, поворачивающего относительно конструкции КК корпус РДТТ 6 на заданный угол вокруг его продольной оси.

Таким образом, решается задача снижения уровня воздействующих на летчика перегрузок при катапультировании на больших индикаторных скоростях полета и, следовательно, повышения травмобезопасности процесса катапультирования.

Изобретение относится к аварийному покиданию самолета. Способ катапультирования на больших индикаторных скоростях полета заключается в применении системы аэродинамической вертикальной стабилизации КК и в изменении баллистических характеристик СМ КК в зависимости от массы летчика в снаряжении и величины результирующей тяги РДТТ КК в зависимости от массы летчика в снаряжении и скорости полета самолета в момент катапультирования. При этом катапультирование осуществляют при повороте на угол 30° корпуса РДТТ относительно его продольной оси, параллельной поперечной оси OZ КК. Направление результирующей тяги РДТТ изменяют так, что реализуются меньшее значение составляющей тяги РДТТ вдоль оси OY КК и большее значение составляющей тяги вдоль оси ОХ. Достигается снижение уровня воздействующих на летчика перегрузок при катапультировании. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

1. Способ катапультирования на больших индикаторных скоростях полета, заключающийся в применении системы аэродинамической вертикальной стабилизации КК, в изменении баллистических характеристик СМ КК в зависимости от массы летчика в снаряжении и величины результирующей тяги РДТТ КК в зависимости от массы летчика в снаряжении и скорости полета самолета в момент катапультирования, отличающийся тем, что катапультирование при больших индикаторных скоростях полета осуществляют при повороте на угол 30° корпуса РДТТ относительно его продольной оси, параллельной поперечной оси OZ КК, изменяя направление результирующей тяги РДТТ так, что реализуются меньшее значение составляющей тяги РДТТ вдоль оси OY КК и большее значение составляющей тяги вдоль оси ОХ.

2. Система катапультирования на больших индикаторных скоростях полета, содержащая процессорный блок автоматики КК, имеющий информационную связь с бортом самолета, систему вертикальной аэродинамической стабилизации КК, механизм изменения баллистических характеристик СМ КК в зависимости от массы летчика в снаряжении и величины результирующей тяги РДТТ в зависимости от массы летчика в снаряжении и скорости полета самолета в момент катапультирования, блок коммутации, отличающаяся тем, что процессорный блок автоматики КК вырабатывает дополнительную управляющую команду на поворот корпуса РДТТ, блок коммутации преобразует управляющую команду в электрическую силовую, обеспечивающую срабатывание дополнительно введенного пироинициатора, который по электронной команде системы автоматики КК при большой индикаторной скорости полета приводит к срабатыванию дополнительно введенный пиротолкатель, поворачивающий относительно конструкции КК корпус РДТТ на заданный угол вокруг его продольной оси.