CN100387487C - 飞机起落架故障迫降托车 - Google Patents

Abstract

本发明的名称为飞机起落架故障迫降托车。属于机场飞机紧急迫降技术领域。主要是提供一种当飞机起落架无法打开时飞机能够在机场正常着陆的迫降托车。它的主要其特征是：包括平板型车架、车轮、固定平台、飞机托架、加速火箭、减速伞包、高速智能摄像机、激光测距仪、智能摄像机、伺服电机，还包括由高速智能摄像机、激光测距仪、PLC可编程控制器和火箭点火器构成的托车加速控制电路，由智能摄像机、PLC可编程控制器、电源放大模块和伺服电机构成中心线测控转向控制电路，由重力传感器、PLC可编程控制器、功率继电器、电磁开伞器、电源放大模块、伺服电机构成减速刹车控制电路。本发明主要用于起落架无法打开时的故障飞机在机场的安全迫降。

Description

飞机起落架故障迫降托车

技术领域

本发明涉及一种用于飞机起落出现故障而无法打开时迫降用的托车，属于机场飞机紧急迫降技术领域。

背景技术

飞机起落架是飞机起飞、降落时必须使用的装置。当飞机飞行时，起落架收入腹中，以减少飞行阻力，但飞机降落前必须放下起落架，以缓冲地面对飞机的巨大冲击力，实现飞机安全着陆。当起落架发生故障时，飞机降落无法放下起落架，从而造成飞机机身直接与地面接触，当飞机承受不了地面给其带来的巨大冲击摩擦力时，便会发生机毁人亡的重大安全事故。到目前为止，当飞机起落架无法打开而迫降时，机场只能是在跑道上设拦网或在地面洒润滑剂，而没有能使飞机正常安全着陆的紧急迫降装置。

发明内容

本发明的目的就是针对上述不足之处而提供一种当飞机起落架无法打开时飞机能够在机场正常安全着陆的飞机起落架故障迫降托车。

本发明的技术解决方案是：包括平板型车架和设在该平板型车架下面的车轮；在平板型车架中部设有固定平台；该固定平台上设有与飞机下部表面形状对应相同的飞机托架；平板型车架前端下部的车轮通过转向机构与车架联接；在车轮上设有刹车机构；其特征是：在平板型车架尾端两侧对称设有加速火箭，该加速火箭内设有火箭点火器；在固定平台的尾端两侧对称设有减速伞包，该减速伞包上设有电磁开伞器；在两侧减速伞包内侧的固定平台上分别设有高速智能摄像机和激光测距仪；在平板型车架前端中心部位设有智能摄像机；车轮与车架联接的转向机构的转向杆与固定在车架上的伺服电机的输出轴联接；在平板型车架上设有伺服电机，该刹车机构的控制杆与伺服电机的输出轴联接；还包括由高速智能摄像机、激光测距仪、PLC可编程控制器和火箭点火器构成的托车加速控制电路，其中，高速智能摄像机的V、D、O端与PLC可编程控制器的一组I/O端联接，激光测距仪的V、D、O端与PLC可编程控制器的另一组I/O端联接，火箭点火器与PLC可编程控制器的输出端联接；由智能摄像机、PLC可编程控制器、电源放大模块和伺服电机构成中心线测控转向控制电路，其中，智能摄像机的V、D、O端与PLC可编程控制器的I/O端联接，电源放大模块输入端与PLC可编程控制器的输出端联接，电源放大模块输出端与伺服电机电源控制端联接；由重力传感器、PLC可编程控制器、功率继电器、电磁开伞器、电源放大模块、伺服电机构成减速刹车控制电路，其中，重力传感器输出端与PLC可编程控制器I/O端联接，功率继电器输入端与PLC可编程控制器一组输出端联接，输出端与电磁开伞器联接，电源放大模块输入端与PLC可编程控制器另一输出端联接，输出端与伺服电机输入端联接。

本发明由于采用由车架、车轮构成的托车，并在车架上固定有与飞机下部表面形状对应相同的飞机托架，在车架尾端两侧分别设有加速火箭、减速伞包，在车架前端设有智能摄像机，在车架后部设有高速智能摄像机和激光测距仪，在车架前端车轮上设有转向机构，在车轮上设有刹车机构，采用由高速智能摄像机、激光测距仪、PLC可编程控制器和火箭点火器构成的托车加速控制电路，采用由重力传感器、PLC可编程控制器、功率继电器、电磁开伞器、电源放大模块、伺服电机构成的减速刹车控制电路，因而，当飞机起落架因故无法正常打开时，飞行员向地面机场求援，机场将本发明托车置于指定跑道起降端，并打开工作开关，托车自动监测故障飞机的位置、速度，当迫降飞机进入下滑区设定距离后，启动电火器使火箭点火，托车迅速加速并沿跑道中心线行驶，然后达到与故障飞机相同的速度、相同的位置，此时，故障飞机降落在飞机托架上，重力传感器检测到飞机降落后，控制电路使减速伞包打开，同时，控制刹车机构动作，托车承载故障飞机滑行、减速、停止，使故障飞机安全着陆。由于故障飞机降落的瞬间速度、位置与托车的速度、位置均相同，且故障飞机下部外形与托架形状相同，因而，故障飞机降落到托车上后便被托车承载滑行，且其之间没有过大的摩擦，使故障飞机所受到的冲击力达到最小，在安全的范围内，避免了在迫降过程中机毁人亡。本发明主要用于起落架无法打开时的故障飞机在机场的安全迫降。

附图说明

图1是本发明的主视结构示意图；图2是本发明俯视结构示意图；图3是本发明后视结构示意图；图4是本发明加速控制电路图；图5是本发明中心线测控转向控制电路图；图6是本发明减速刹车控制电路图。

具体实施方式

本发明托车结构如图1、图2、图3所示。车架1为平板型车架，为对称的梯形，前端窄，后端宽。车轮有三组，车轮2在车架1前端中部，车轮3对称设在车架1后端两侧。车轮2通过转向机构与车架1联接，该转向机构的转向杆与固定在车架1上的伺服电机9的输出轴联接。车轮2、3上均设有刹车机构，该刹车机构的控制杆与伺服电机的输出轴联接。固定平台12设置在车架1中部，亦为对称的梯形，焊固在车架1上。飞机托架6固定在固定平台12上。飞机托架6表面形状与飞机下部表面形状相吻合。因飞机型号不同，飞机托架6的表面形状、大小也各不相同。因为飞机下降的速度不同，下滑距离不同，因而火箭的装药量也因各种飞机而不等。两个加速火箭4对称分设在车架1尾端两侧。加速火箭4内设有火箭点火器。火箭点火器是由高压线圈和放电间隙组成。两个减速伞包5分设在固定平台12的尾端两侧，该减速伞包5上设有电磁开伞器。电磁开伞器是由弹簧门和电磁铁卡栓组成。在两侧减速伞包5内侧的固定平台12上分别设有高速智能摄像机10和激光测距仪11。高速智能摄像机10为YH5705型高速智能摄像机，用以监视进入下滑区的飞机。激光测距仪11为YP1000型的激光测距仪，用以监视进入下滑区的飞机。智能摄像机8设在车架1前端的中部，为ADTB12智能摄像机，用以在托车行进中监视跑道中心线。电控柜7设在车架1前端，电控装置均装在柜内。

本发明加速控制电路图如图4所示。托车加速控制电路由高速智能摄像机10、激光测距仪11、PLC可编程控制器13和火箭点火器14构成。PLC可编程控制器13采用6ES7216-2AD21-OXBOZ型的PLC可编程控制器，该控制器有8个I/O输入口，本发明只用了2个。火箭点火器14用以启动点火器使火箭点火。12OHA型电池组15用以给PLC可编程控制器13和火箭点火器14供电。高速智能摄像机10的V、D、O端与PLC可编程控制器13的一组I/O端联接，激光测距仪11的V、D、O端与PLC可编程控制器13的另一组I/O端联接，火箭点火器14与PLC可编程控制器13的输出端联接。当飞机进入下滑区后的同时，高速智能摄像机10输出图像信号和开关量的报警信号到PLC可编程控制器13的I/O口“1”。当飞机进入下滑区的设定距离(不同型号的飞机设定距离不同)后，激光测距仪11给出开关量的报警信号。PLC可编程控制器13用以识别和运算I/O口输入的模拟信号和数字信号，并按设定程序输出控制信号，当高速智能摄像机10和激光测距仪11采集的进入下滑区的飞机图像信号和距离信号达到设定的距离时，即输出控制火箭点火的信号，启动火箭点火器14使火箭点火。

本发明中心线测控转向控制电路如图5所示。中心线测控转向控制电路由智能摄像机8、PLC可编程控制器16、电源放大模块17和伺服电机9构成。智能摄像机8为ADTB12智能摄像机，PLC可编程控制器16为6ES7216-2AD21-OXBOZ型PLC可编程控制器，电源放大模块17为QCA150AA100IGBT电源放大模块，伺服电机9采用SXMINAS型伺服电机，电源15用以给图5所示电路供电。智能摄像机8的V、D、O端与PLA可编程控制器16的I/O口联接，电源放大模块17输入端与PLA可编程控制器16的输出端联接，电源放大模块17输出端与伺服电机9电源控制端联接。智能摄像机8用以在托车行进中监视跑道中心线，因智能摄像机8是固定在托车前部中心，因此当托车偏离跑道中心线时即能输出脉冲信号。PLC可编程控制器16用以将I/O口的脉冲数字信号按设定程序输出控制信号。电源放大模块17用以将弱的脉冲信号放大后推动伺服电机9完成机械动作。伺服电机9用以带动转向机控制托车方向。

本发明减速刹车控制电路如图6所示。减速刹车控制电路由重力传感器18、PLC可编程控制器19、功率继电器20、电磁开伞器21、电源放大模块22、伺服电机23构成。重力传感器18用以监测托车承载的重量，PLC可编程控制器19采用6ES7216-2AD21-OXBOZ型PLC可编程控制器，功率继电器20采用JRX功率继电器，电磁开伞器21是由弹簧门和电磁铁卡栓组成，电源放大模块22采用IGBT电源放大模块，伺服电机23采用SXMINAS型伺服电机。重力传感器18输出端与PLC可编程控制器19的I/O口联接，功率继电器20输入端与PLC可编程控制器19输出端联接，功率继电器20输出端与电磁开伞器21联接，电源放大模块22输入端与PLC可编程控制器19另一输出端联接，电源放大模块22输出端与伺服电机23输入端联接。当飞机落在托车上时，重力传感器18即输出开关量的信号。PLC可编程控制器19用以监视重力传感器18的信号，当I/O口“1”的信号达到设定程序时，OUT“1”即输出开关量的开伞包信号，OUT“2”即同时输出脉冲串到伺服电机23的“B1X”、“B2X”控制伺服电机启动刹车。功率继电器20用以将PLC可编程控制器19的OUT“I”输出的开伞包信号放大带动电磁开伞器21动作完成打开伞包的动作。电磁开伞器21用以功率继电器20吸动时完成开伞动能使托车减速。电源放大模块22用以将PLC可编程控制器19的OUT“2”的脉冲刹车信号放大，带动伺服电机23完成动作。

Claims (1)

1.一种飞机起落架故障迫降托车，包括平板型车架(1)和设在该平板型车架(1)下面的车轮(2、3)；在平板型车架(1)中部设有固定平台(12)；该固定平台(12)上设有与飞机下部表面形状对应相同的飞机托架(6)；平板型车架(1)前端下部的车轮(2)通过转向机构与车架联接；在车轮(2、3)上设有刹车机构；其特征是：在平板型车架(1)尾端两侧对称设有加速火箭(4)，该加速火箭(4)内设有火箭点火器；在固定平台(12)的尾端两侧对称设有减速伞包(5)，该减速伞包(5)上设有电磁开伞器；在两侧减速伞包(5)内侧的固定平台(12)上分别设有高速智能摄像机(10)和激光测距仪(11)；在平板型车架(1)前端中心部位设有智能摄像机(8)；车轮(2)与车架联接的转向机构的转向杆与固定在车架(1)上的伺服电机(9)的输出轴联接；在平板型车架(1)上设有伺服电机(23)，该刹车机构的控制杆与伺服电机(23)的输出轴联接；还包括由高速智能摄像机(10)、激光测距仪(11)、PLC可编程控制器(13)和火箭点火器(14)构成的托车加速控制电路，其中，高速智能摄像机(10)的V、D、O端与PLC可编程控制器(13)的一组I/O端联接，激光测距仪(11)的V、D、O端与PLC可编程控制器(13)的另一组I/O端联接，火箭点火器(14)与PLC可编程控制器(13)的输出端联接；由智能摄像机(8)、PLC可编程控制器(16)、电源放大模块(17)和伺服电机(9)构成中心线测控转向控制电路，其中，智能摄像机(8)的V、D、O端与PLC可编程控制器(16)的I/O端联接，电源放大模块(17)输入端与PLC可编程控制器(16)的输出端联接，电源放大模块(17)输出端与伺服电机(9)电源控制端联接；由重力传感器(18)、PLC可编程控制器(19)、功率继电器(20)、电磁开伞器(21)、电源放大模块(22)、伺服电机(23)构成减速刹车控制电路，其中，重力传感器(18)输出端与PLC可编程控制器(19)I/O端联接，功率继电器(20)输入端与PLC可编程控制器(19)一组输出端联接，输出端与电磁开伞器(21)联接，电源放大模块(22)输入端与PLC可编程控制器(19)另一输出端联接，输出端与伺服电机(23)输入端联接。

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