CN105416602B - 一种航空器及用于该航空器的紧急信标 - Google Patents

一种航空器及用于该航空器的紧急信标 Download PDF

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Abstract

一种航空器，包括机身，其外面上固定有第二界面，至少一个紧急信标，包括:基座，具有第一界面，其与第二界面协作以将基座固定在外面上；外壳，其中容装有至少一个控制单元、发送无线电遇险信号的无线电发送器以及检测航空器异常行为的检测装置，和位于固定位置或者分立位置的固定装置，固定装置在固定位置中确保将外壳固定在基座上而在分离位置中不确保将外壳固定在基座上，检测装置检测到异常行为时，通过控制装置命令固定位置到分立位置的转换，第二界面是物理界面以接纳航行灯，第一界面类似于航行灯物理界面，基座包括安装界面以接纳航行灯。检测到事故时，紧急信标取代航行灯固定并无需修改航空器结构，从航空器从其外面投弃并不受损坏。

Description

一种航空器及用于该航空器的紧急信标
技术领域
本发明涉及一种航空器，其包括至少一种紧急信标(emergency beacon)，并且本发明涉及这种紧急信标。
背景技术
目前每种航空器配备有无线电信标，其在航空器出现问题时发送遇险信号。
这种无线电信标被设计成用以发送能够被全世界的急救站获取的信号。
这种无线电信标安装在航空器的机身中，并经由天线发送其信号。
在航空器迫降或者被淹没时，天线和无线电信标会受损而无法操作。
在专利FR-A-2968276中描述的另一个种方案包括无线电信标，在发现事故时，该无线电信标借助于刺穿机身而通过机身弹出。然后，该无线电信标位于航空器外部，在淹没时返回表面以传送更容易定位的遇险信号。
但误警报会触发该无线电信标，造成机身的刺穿而需要昂贵的维修费用。
发明内容
本发明的一个目标在于提供一种航空器，该航空器包括紧急信标，该紧急信标没有现有技术的缺陷，具体而言，该紧急信标被设计成在触发时不会导致航空器结构的损坏，并且该紧急信标的安装无需对航空器结构进行任何修改。
为此所提出的航空器包括：
-机身，该机身具有外面，在该外面上固定有第二界面，
-至少一个紧急信标，该至少一个紧急信标包括：
-基座，该基座具有第一界面，该第一界面被设计成用以与所述第二界面协作以确保将将该基座固定至所述外面，和
-外壳，该在外壳中安装有至少一个以下电子元器件：控制单元；无线电发送器，该无线电发送器适于将发送无线电遇险信号；以及检测装置，该检测装置被设计成用以检测飞机的异常行为；以及
-固定装置，该固定装置被设计成用以位于固定位置，在该固定位置中，该固定装置确保将该外壳固定在该基座上，或用以位于分离位置，在该分离位置中，该固定装置没有确保将该外壳固定在该基座上，当该检测装置检测到异常行为时，通过所述控制单元命令从所述固定位置到所述分离位置的转换。
其中，第二界面是物理界面，其被设计成用以接收航行灯，其中第一界面是物理界面，其类似于所述航行灯的物理界面，并且其中，所述基座包括被设计成用以接收航行灯的安装界面。
因此，当检测到事故时，这种紧急信标从其外位置从航空器射出，航空器的结构即便在出现误警报的情况下也不会损坏，并且其取代航行灯的定位避免了修改航空器的结构。
有利地，所述外壳包括电源。
有利地，所述外壳配备有可充气垫，该可充气垫被设计用于围绕所述外壳充气。
有利地，所述外壳包括降落伞，该降落伞被设计用以在分离后在控制单元的控制下展开。
有利地，航空器包括电网，其被设计用以从航空器内的电源对电子元器件充电。
有利地，所述紧急信标或者至少一个所述紧急信标被布置在机身的后部。
有利地，所述控制单元包括记忆区域，其中储存着地球绘图和数据库，该数据库列出了与航空器参数链接并基于绘图的安全阈值，所述控制单元包括数据处理软件，该数据处理软件适于将由所述检测装置传送的数据与数据库数据对比，并用于基于这些对比触发固定装置。
有利地，控制单元包括第一子单元和第二子单元，每个子单元包括：
-第一模块，该第一模块被设计成用以通过第一有线连接将第一电信号传送给固定装置，和
-第二模块，该第二模块被设计成用以通过第二有线连接将第二电信号传送给固定装置，以及
对于每个模块设有检测装置，检测装置与所述模块相连并与其它模块的检测装置不同。
本发明还涉及一种根据之前变型方案中的一个的用于航空器的紧急信标。
附图说明
本发明的特征将在阅读下文对示例性实施例的描述后变得更加清楚地显然，所述描述与附图相关地给出，在附图中：
图1示出了根据本发明的航空器的侧视图，
图2是图1的航空器机身后部在其尾部单元处的放大图，
图3是根据本发明的紧急信标的示意图，并且
图4示出了用于根据本发明的紧急信标的控制单元的特定实施例。
具体实施方式
图1使出了航空器10，该航空器10包括的机身100具有纵向轴线(由X指示)、水平地且侧向地延伸的轴线(由Y指示)、以及竖直地延伸的轴线(由Z指示)。纵向轴线X沿航空器10的前进方向定位。
在后部处，机身100具有锥部102，辅助动力单元通常布置在该锥部中。
图2示出了该锥部102的后部固定有根据本发明的紧急信标200。在说明书的其余部分中仅提及单个紧急信标200，但是可以在机身100的不同地方分布多个紧急信标200，因此更通常的是有至少一个紧急信标。
图3示出了紧急信标200的实例，该紧急信标与机身100分离开。紧急信标200包括基座302，该基座302抵靠机身100的外面固定。
紧急信标200还包括外壳304，其中装有各种操作该紧急信标所需的电子元器件。具体而言，外壳304容装有至少以下电子元器件：控制单元、适于发送无线电遇险信号的无线电发送器以及被设计用于检测航空器10的异常行为的检测装置。
嵌入紧急信标200中的检测装置让紧急信标200不依赖于乘坐航空器10的人员的动作。
外壳304经由固定装置306固定到基座302上，该固定装置被设计成位于固定位置或者分离位置。在固定位置中，固定装置306确保将外壳304固定到基座302上，而在分离位置中，固定装置306不确保将外壳304固定到基座302上，然后外壳304从基座302释放。因此，外壳304被可移除地安装在基座302上。
为了保护外壳所包含的电子元器件，外壳304优选地是防水防尘的，并尤其保护这些电子元器件免受热和冲击。
作为一种变型，外壳304可以包括涂层形式的热保护，该涂层由隔热材料(例如塑料或者橡胶)构成。
当检测装置检测到航空器10的异常行为时，控制单元命令从固定位置到分离位置的转换。
因此，在正常操作时，固定装置306保持在固定位置中，外壳304保持紧固至基座302以及机身100的外部。在紧急操作时，当检测装置检测到异常，检测装置通知控制单元使固定装置306转换至分离位置，然后外壳304从基座302释放并与机身100分离。
使用适当的界面将基座302固定到机身100上。因此，基座302具有第一界面308和第二界面202，并固定至机身100。两个界面202和308被设计成协作以确保将基座302安装至机身100的外面上。
第二界面202采用的物理界面形式被设计用以接纳航行灯，然后第一界面308采用的物理界面的形式类似于所述航行灯的物理界面并被设计成用以与第二界面202的物理界面协作。因此，可以容易地用紧急信标取代现有的航行灯安装。
为了确保航行灯的安装(该航行灯之后被紧急信标200取代)，基座302具有安装界面310，该安装界面被设计成用以接纳航行灯。
因此，能够装配现有航空器10而无需对其进行修改，因为紧急信标200尤其是外壳304布置在机身100外部，外壳304与机身10的分离不会对机身100造成任何损害。
一旦分离开，外壳304能够借助于控制单元控制的无线电发送器发送无线电遇险信号。
为了确保外壳304在其脱离时具有一定的电力储备，或者使外壳304能够在其外部没有其他电源对其供电的情况下在航空器10上操作，外壳304结合有电源例如电池。
优选地，固定装置306是引爆装置或者化学装置，例如具有爆炸螺栓的形式，由控制装置命令该爆炸螺栓的爆炸。
根据优选实施例，控制装置包括记忆区，其中储存有地球绘图、航行计划、以及具有至少一个数据处理软件包的处理器。
记忆区还储存有与绘图相关联的数据库，该数据库列出与航空器10的参数相链接并基于绘图的安全阈值，例如与航空器10的位置(纬度和经度)相关的飞行高度、航速、加速度、高度变化等。
数据处理软件适于将检测装置发送的数据与数据库相比较，并基于这些比较触发固定装置306。
软件包其中之一可以是记录软件，其被设计用于将检测装置发送的数据常规地记录在记忆区中，以便追踪航行历史。
检测装置例如包括GPS传感器，其与地球的绘图和/或航行计划一起，能够检测航空器10的位置和高度，并能够通过与安全阈值比较推断出不合适的位置。例如，航空器10会被检测到因距离地面或者水过近而处于机场区之外，然后控制单元会决定出发紧急信标200。
检测装置例如包括一个或者更多个加速计，其能够计算航空器10的方位，当该方位不遵循正常飞行的安全阈值并且有造成航空器10坠机风险时，控制单元会决定触发紧急信标200。
该检测装置例如可以估计航空器10的下降高度和角度，如果这种变化值不遵循飞行计划的那些值时，控制单元会决定触发紧急信标200。
该检测装置例如可以估计航空器10向地面靠近的速度，如果该速度高于航空器应有的速度并且航空器10有坠机风险，控制单元会决定触发紧急信标200。
该检测装置例如可以检测航空器已经遭遇冲击，然后控制器会决定触发紧急信标200。
为了缓冲外壳304在遇到地面或者水时的冲击，外壳304装配有可充气垫，该可充气垫被设计成在控制单元的控制下紧接在其脱离基座302之后围绕外壳304充气。该垫例如是通过爆炸化学作用进行充气的类型。充气好的垫完全包住整个外壳304，并具有例如球体的形式。
这种充气垫还保持外壳304处于漂浮状态。
为了避免嵌入外壳304中的电源放电，航空器10包括电网，该电网被设计用于从航空器10中的电源对容装在外壳304中的电子元器件充电。电网包括被插入在航空器10和基座302中的电连接器以及导体，以便允许从航空器10对紧急信标200(和可能地航行灯)的电子元器件充电。
具体而言，电连接器被结合在第一界面308中、在第二界面202中、以及在安装界面310中，并且导体的网络将不同的电连接器适当地链接。
无线电遇险信号的发送使得能够通过三角测量知道外壳304的位置，并因此知道航空器10的大体位置。
当紧急信标200包括使得能够知道外壳304的地理位置的装置时，该无线电遇险信号能够发送该位置。
基于外壳304中的检测装置，无线电遇险信号能够在投弃外壳304之前发送飞行数据，例如航空器10的加速度、位置、速度。
为了对电源再充电，外壳304可以包括再充电系统，该再充电系统要从外部环境对所述电源进行充电。该再充电系统例如可以包括光伏板、或者专门用于收集波的能量并将其转化成电能的系统。
外壳304可以包括有线连接界面或者无线连接界面，使得能够对尤其是控制单元中运行的软件和绘图进行升级。
为了使外壳304在其脱离航空器10时的下降变缓并减小其与地形(地面或者水)的冲击力，外壳304可以包括降落伞，该降落伞被设计用于在转换至分离位置之后再控制单元的控制下展开。
至少一个信标200有利地布置在机身10的后部，尤其是在本文描述的实施例中位于锥部102的后部。因此，当外壳304与基座302分离时，外壳304将不会因继续向前运动的航空器10的其余部分受到损坏。
在信标200其中之一发生故障的情况下，与该信标取代的航行灯故障相对应的信号相同的信号将发送给航空器的监测系统。
图4示出了控制单元400，该控制单元400包括第一子单元402和第二子单元404。
固定装置306在接收第一电信号和第二电信号时被触发并切换至分离位置。这种布置避免了固定装置306会在是不合时宜的触发源的单个电信号指令下被触发。
第一电信号例如是+5VDC信号，第二电信号例如是接地信号。
根据本发明的特定实施例，对于每个模块406a-b、408a-b设置检测装置。这些检测装置与所述模块406a-b、408a-b连接，并与其他模块406a-b、408a-b的检测装置不同，以便确保信息冗余。
这种布置减少至少两个不同类型的模块406a-b、408a-b或者其相关联的检测装置的失效，并允许触发固定装置306。
使用时，如果第一模块406a-b其中之一或者相关联的检测装置其中之一失效，另一个第一模块406b-a当相关联的检测装置检测到异常行为时可以将第一信号递送给固定装置306。类似地，如果第二模块408a-b其中之一或者相关联的检测装置其中之一发生失效，另一第二模块408b-a在相关联的检测装置检测到异常行为时可以递送第二信号给固定装置306。
在这些情况下，固定装置306将接受至少一个第一信号和至少一个第二信号，并将被触发。

Claims (9)

1.一种航空器(10),包括:
机身(100)，该机身具有外面，该外面上固定有第二界面(202)，
至少一个紧急信标(200)，该至少一个紧急信标包括:
基座(302)，该基座具有第一界面(308)，该第一界面被设计成用以与所述第二界面(202)协作以确保将所述基座(302)固定在所述外面上，和
外壳(304)，在该外壳中容装有至少以下电子元器件：一个控制单元、适于发送无线电遇险信号的无线电发送器以及被设计用于检测所述航空器(10)的异常行为的检测装置，以及
固定装置(306)，该固定装置被设计成位于固定位置或者分离位置，在所述固定位置中，所述固定装置(306)确保将所述外壳(304)固定在所述基座(302)上，在所述分离位置中，所述固定装置(306)不确保将所述外壳(304)固定在所述基座(302)上，当检测装置检测到异常行为时，通过所述控制单元命令从所述固定位置到所述分离位置的转换，并且
其中，所述第二界面(202)是物理界面，该物理界面被设计成用以接纳航行灯，其中所述第一界面(308)是类似于所述航行灯的物理界面的物理界面，并且其中所述基座(302)包括安装界面(310)，该安装界面被设计成用以接纳航行灯。
2.根据权利要求1所述的航空器(10)，其中所述外壳(304)包括电源。
3.根据权利要求1或2所述的航空器(10)，其中所述外壳(304)配备有可充气垫，该可充气垫被设计用于围绕所述外壳(304)充气。
4.根据权利要求1或2所述的航空器(10)，其中所述外壳(304)包括降落伞，该降落伞被设计用于在所述控制单元的控制下在将所述固定装置从所述固定位置触发到所述分离位置之后展开。
5.根据权利要求1或2所述的航空器(10)，其中该航空器包括电网，该电网被设计用于从位于所述航空器(10)中的电源对电子元器件充电。
6.根据权利要求1或2所述的航空器(10)，其中至少一个所述紧急信标(200)布置在所述机身(100)的后部。
7.根据权利要求1或2所述的航空器(10)，其中所述控制单元包括记忆区，该记忆区中储存有地球绘图和数据库，该数据库列出了与所述航空器(10)的参数链接并基于所述地球绘图的安全阈值，并且其中所述控制单元包括数据处理软件，该数据处理软件适于将所述检测装置发送的数据与所述数据库的数据对比，并基于这些对比触发所述固定装置(306)。
8.根据权利要求1或2所述的航空器(10)，其中所述控制单元(400)包括第一子单元(402)和第二子单元(404)，其中第一子单元(402)和第二子单元(404)中的每个子单元包括：
第一模块(406a-b)，该第一模块被设计成用以将第一电信号通过第一接线连接件(410a-b)递送给所述固定装置(306)，和
第二模块(408a-b)，该第二模块被设计成用以将第二电信号通过第二接线连接件(412a-b)递送给所述固定装置(306)，
其中，对于第一模块(406a-b)和第二模块(408a-b)中的每个模块设置与相应模块(406a-b、408a-b)连接的检测装置，并且每个模块的所述检测装置不同于另一所述模块(406a-b、408a-b)的检测装置。
9.一种用于根据前述权利要求中任一项所述的航空器(10)的紧急信标(200)。
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