CN111169645B - 一种飞机反尾旋装置 - Google Patents

一种飞机反尾旋装置 Download PDF

Info

Publication number
CN111169645B
CN111169645B CN201811340110.7A CN201811340110A CN111169645B CN 111169645 B CN111169645 B CN 111169645B CN 201811340110 A CN201811340110 A CN 201811340110A CN 111169645 B CN111169645 B CN 111169645B
Authority
CN
China
Prior art keywords
parachute
umbrella
throwing
rope
cabin
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811340110.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111169645A (zh
Inventor
陈强
王斯财
李康孛
谷春雨
谭大维
张�浩
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
R&d Institute Of China Aviation Industry General Aircraft Co ltd
Original Assignee
R&d Institute Of China Aviation Industry General Aircraft Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by R&d Institute Of China Aviation Industry General Aircraft Co ltd filed Critical R&d Institute Of China Aviation Industry General Aircraft Co ltd
Priority to CN201811340110.7A priority Critical patent/CN111169645B/zh
Publication of CN111169645A publication Critical patent/CN111169645A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111169645B publication Critical patent/CN111169645B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/80—Parachutes in association with aircraft, e.g. for braking thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/22—Load suspension
    • B64D17/38—Releasable fastening devices between parachute and load or pack
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/40—Packs
    • B64D17/52—Opening, e.g. manual

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明属于飞机尾旋飞行试验技术，具体涉及一种飞机反尾旋装置。所述飞机反尾旋装置包括安装支架、射伞火箭、伞舱、伞衣、伞绳、抛伞机构。其中，射伞火箭和伞舱通过安装支架安装在飞机机身上，伞衣通过伞包放置在伞舱内，射伞火箭通过钢丝绳和能量缓冲带与伞包连接，伞衣通过伞绳与安装支架连接。所述抛伞机构包括抛伞手柄、双环释放机构、抛伞钢索，其中，双环释放机构设置在伞绳与安装支架之间，抛伞手柄通过抛伞钢索与用于打开双环释放机构的抛伞销连接。本发明利用射伞火箭牵引开伞，并通过抛伞钢索操纵抛伞销进而控制双环释放机构进行抛伞，并结合射伞火箭激发开关和抛伞手柄在座舱中的合理布置，实现安全、可靠和高效率的反尾旋操作。

Description

一种飞机反尾旋装置
技术领域
本发明属于飞机尾旋飞行试验技术，具体涉及一种飞机反尾旋装置。
背景技术
飞机的大迎角/失速/尾旋飞行试验是一项高风险和高难度的复杂试验项目。为了确保飞行安全，按照飞机的飞行品质设计规范和试飞验证规范(例如美军标MIL-F-8785C和MIL-S-8369A)，各类机动飞机必须通过试飞验证其失速/尾旋特性，其中包括评定飞机对偏离/尾旋/深度失速的敏感性或阻抗特性，其目的是检验飞机的实用和允许飞行限制，评定自然的或人工的失速警告或操纵失效警告，并确定飞机的失控特性及其改出技术。
试飞属于风险极高的试飞科目，按照规范要求，新机大迎角/失速/尾旋试飞过程中必须加装应急反尾旋装置。设计反尾旋伞半置的核心问题就是如何使其满足试飞员的使用意愿(使用时能改出尾旋，不用时能顺利分离，保证飞行安全)，这就要合理设计反尾旋伞方案，保证其能从“最严重”的尾旋条件下安全可靠地使飞机改出。
现有反尾旋装置一般采用射伞炮等方案，但存在重量大、安全可靠性较低的问题。
发明内容
本发明的目的在于：提供一种可安全、可靠、高效的使进入尾旋的飞机能安全改出的反尾旋装置，能保证飞机进入大迎角/失速/尾旋后可以安全可靠的改出。
本发明是通过如下技术方案实现的：一种飞机反尾旋装置，其包括安装支架001、射伞火箭003、伞舱015、伞衣016、伞绳011、抛伞机构，其中，射伞火箭003和伞舱015通过安装支架001安装在飞机机身上，伞衣016通过伞包025放置在伞舱015内，射伞火箭003通过钢丝绳012和能量缓冲带013与伞包025连接，伞衣016通过伞绳011与安装支架001连接，所述抛伞机构包括抛伞手柄021、双环释放机构010、抛伞钢索020，其中，双环释放机构010设置在伞绳011与安装支架001之间，抛伞手柄021通过抛伞钢索020与用于打开双环释放机构010的抛伞销006连接。
所述射伞火箭003通过固定卡块002和火箭固定卡箍004固定在尾旋伞装置安装支架001上。
所述的伞衣016和伞绳011由伞舱015后端口装入，然后用伞舱后盖014压紧固定，伞舱015与伞舱后盖014采用边沿凹凸卡扣式连接。
所述射伞火箭003安装在伞舱015外侧面，采用电激发形式，通过钢丝绳组件007和钢丝绳012拉动能量缓冲带013，并最终将伞包025和伞衣016安全曳出到自由流中。
所述能量缓冲带013为折叠缝制形式与伞包025连接为一体，降低冲击载荷，能量缓冲带013较脆弱一端连接在伞衣016的连接环上，另一端连接在钢丝绳012上，使得在钢丝绳012拉力下，通过能量缓冲带013带动伞包025与伞衣016分离。
所述伞舱015的伞舱后盖014采用柔性材料制成，中间开有允许钢丝绳012穿过的小孔，下边沿开有允许伞绳011穿过的缺口。
用于射伞火箭003控制的火箭电源开关022、电源工作指示灯023和火箭激发开关024安装在左侧驾驶员正前面的仪表板上部，抛伞手柄021布置在位于中央主操纵台的后面，从而保证了飞行员在紧急状态下能准确无误的进行开伞及抛伞操纵。
射伞火箭003通过钢丝绳组件007和钢丝绳012将伞包025和伞衣016曳出到自由流中，伞包在射伞火箭003的作用下与伞衣016分离，伞衣016在气流作用下张开，飞机从尾旋中改出后，飞行员通过操纵抛伞手柄021，从而拉动与抛伞手柄021相连的抛伞钢索020另一端的抛伞销006从锁钩中拉出，双环释放机构010打开，伞连接带009、伞绳011和伞衣016一起与飞机分离。
本发明的有益效果：本发明利用射伞火箭，将伞衣安全、可靠、高效地地拖曳至自由流中，确保伞衣能顺利的充气张开，并通过操纵双环释放机构将伞衣、伞绳和伞边接带可靠的与飞机分离，同时结合射伞火箭激发开关和抛伞手柄的在座舱中的合理布置，最终按照飞行员的意图实现开伞及抛伞，与其他反尾旋装置设计方案相比，本方案具有可靠性和安全性较高，且重量轻、效率高等优点。
附图说明
图1为本发明飞机反尾旋装置的结构示意图；
图2为本发明火箭系统座舱布置图；
图3为本发明抛伞系统座舱布置图；
图4为本发明伞衣与伞包联接示意图；
参见图1，本发明实施例提供可实现反尾旋装置主体设计方案示意图。其中001为安装支架；002为固定卡块；003为射伞火箭；004为火箭固定卡箍；005为抛伞销复位弹簧；006为抛伞销；007为钢丝绳组件；008为改出伞下承力件；009为伞连接带；010为双环释放机构；011为伞绳；012为钢丝绳；013为能量缓冲带；014为伞舱后盖；015为伞舱；016为伞衣；017为伞舱固定卡箍；018为伞舱前盖；019为钢索导引片；020为抛伞钢索。
参见图2，022为火箭电源开关；023为电源工作指示灯；024为火箭激发开关。
参见图3，021为抛伞手柄.
参见图4，025为伞包。
具体实施方式：
下面结合附图来进一步说明本发明的具体实施方式。
请参阅图1和图2所示，本发明飞机反尾旋装置包括安装支架001、射伞火箭003、伞舱015、伞衣016、伞绳011、抛伞机构。所述安装支架001安装在飞机后机身底部的受力部位，伞舱015和射伞火箭003分别通过伞舱固定卡箍017和火箭固定卡箍004及固定卡块002固定在尾旋伞装置安装支架001上，且安装位置尽量接近。伞舱015迎风面通过一圆形的伞舱前盖018进行整流，减小伞舱015的分离气流对飞机飞行及开伞过程的不利扰动，伞舱015后端采用柔性材料的圆形的伞舱后盖014进行整流，伞舱后盖014中间开有允许钢丝绳012穿过的小孔，下边沿开有允许伞绳011穿过的缺口。伞衣016、伞包025及伞绳011等组件由伞舱015后端口装入，然后用伞舱后盖014压紧固定，伞舱015与伞舱后盖014采用边沿凹凸卡扣式连接，防止在各种正常飞行阶段和机动飞行动作中，伞包和伞衣从伞舱中意外脱落出来，并且在抛伞时，柔性伞舱后盖的凹凸卡扣式结构能够在一定受力时与伞舱015分离，保证伞包的顺利的脱离。
本发明飞机反尾旋装置的抛伞机构包括抛伞手柄021、双环释放机构010、抛伞钢索020。其中，双环释放机构010设置在伞绳011与安装支架001之间，抛伞手柄021通过抛伞钢索020与抛伞销006连接，通过抛伞手柄021打开双环释放机构010，进行抛伞，实现伞连接带009、伞绳011和伞衣016与飞机的分离。
另外，射伞火箭激发开关024布置在左侧驾驶员正前面的仪表板上部，抛伞手柄021布置在位于中央主操纵台的后面(左侧驾驶员的右手边)，从而保证了飞行员在紧急状态下能准确无误的进行开伞及抛伞操纵。
飞机进行相关试验前，飞行确认火箭电源开关022在打开位置，此时电源工作指示灯023为亮的状态，当飞机进入尾旋需止旋和改出时，飞行员按压射伞火箭激发开关024，此时射伞火箭003被击发并沿机头的反方向迅速离开飞机，射伞火箭003通过钢丝绳组件007和钢丝绳012拉动能量缓冲带013(所述能量缓冲带013与伞包连为一体，为折叠缝制形式，在拉拽作用下，会逐步打开，实现拉动能量的缓冲，能量缓冲带013较脆弱一端连接在伞衣016的连接环上，另一端连接在钢丝绳012上，在克服伞舱后盖014阻力和伞舱015舱壁摩擦阻力后，把伞包025及伞衣016迅速拖曳到尾流区之外的自由流中。伞衣016受力部分通过伞绳011连接在伞连接带009上，在伞绳011及伞连接带009被拉直后，射伞火箭003剩余能量被能量缓冲带013吸收一部分后拉断靠近伞衣016的一端能量缓冲带013，射伞火箭003拉着钢丝绳012、能量缓冲带013和伞包025一起飞离伞衣016和相关组件的运动区域，使得伞衣016从伞包后端脱离，在气流的作用下自动张伞，并提供足够的阻力通过伞绳011、伞连接带009、双环释放机构010和改出伞下承力件008(该改出伞下承力件008安装在安装支架001上，穿过伞连接带009端口的连接环，将伞连接带力传递给安装支架001，并在伞抛开时与伞连接带009分离)，最终将阻力传递给反尾旋伞装置安装支架001，使飞机产生止旋和改出所需的力矩，从而使飞机能够从尾旋中改出。
当飞机从尾旋中改出且飞机达到飞行程序中规定的飞行状态时，飞行员通过操纵抛伞手柄021，拉动抛伞手柄021，使与其相连的抛伞钢索020另一端抛伞销006从锁钩中拉出，此时双环释放机构010打开，伞连接带009、伞绳011和伞衣016一起与飞机分离。抛伞钢索020通过钢索导引片019确保抛伞销006直线运动且不会卡滞，抛伞销006通过抛伞销复位弹簧005回复到初始位置。
综上所述本发明飞机反尾旋装置利用射伞火箭牵引开伞，并通过抛伞钢索操纵抛伞销进而控制双环释放机构进行抛伞，并结合射伞火箭激发开关和抛伞手柄在座舱中的合理布置，实现安全、可靠和高效率的反尾旋操作。

Claims (6)

1.一种飞机反尾旋装置，其特征在于，包括安装支架(001)、射伞火箭(003)、伞舱(015)、伞衣(016)、伞绳(011)、抛伞机构，其中，射伞火箭(003)和伞舱(015)通过安装支架(001)安装在飞机机身上，伞衣(016)通过伞包(025)放置在伞舱(015)内，射伞火箭(003)通过钢丝绳(012)和能量缓冲带(013)与伞包(025)连接，伞衣(016)通过伞绳(011)与安装支架(001)连接，所述抛伞机构包括抛伞手柄(021)、双环释放机构(010)、抛伞钢索(020)，其中，双环释放机构(010)设置在伞绳(011)与安装支架(001)之间，抛伞手柄(021)通过抛伞钢索(020)与用于打开双环释放机构(010)的抛伞销(006)连接；
其中，所述射伞火箭(003)安装在伞舱(015)外侧面，采用电激发形式，通过钢丝绳组件(007)和钢丝绳(012)拉动能量缓冲带(013)，并最终将伞包(025)和伞衣(016)安全曳出到自由流中；所述能量缓冲带(013)为折叠缝制形式与伞包(025)连接为一体，降低冲击载荷，能量缓冲带(013)较脆弱一端连接在伞衣(016)的连接环上，另一端连接在钢丝绳(012)上，使得在钢丝绳(012)拉力下，通过能量缓冲带(013)带动伞包(025)与伞衣(016)分离。
2.如权利要求1所述的飞机反尾旋装置，其特征在于，所述射伞火箭(003)通过固定卡块(002)和火箭固定卡箍(004)固定在尾旋伞装置安装支架(001)上。
3.如权利要求1所述的飞机反尾旋装置，其特征在于，所述的伞衣(016)和伞绳(011)由伞舱(015)后端口装入，然后用伞舱后盖(014)压紧固定，伞舱(015)与伞舱后盖(014)采用边沿凹凸卡扣式连接。
4.如权利要求1所述的飞机反尾旋装置，其特征在于，所述伞舱(015)的伞舱后盖(014)采用柔性材料制成，中间开有允许钢丝绳(012)穿过的小孔，下边沿开有允许伞绳(011)穿过的缺口。
5.如权利要求1所述的飞机反尾旋装置，其特征在于，用于射伞火箭(003)控制的火箭电源开关(022)、电源工作指示灯(023)和火箭激发开关(024)安装在左侧驾驶员正前面的仪表板上部，抛伞手柄(021)布置在位于中央主操纵台的后面，从而保证了飞行员在紧急状态下能准确无误的进行开伞及抛伞操纵。
6.如权利要求1所述的飞机反尾旋装置，其特征在于，射伞火箭(003)通过钢丝绳组件(007)和钢丝绳(012)将伞包(025)和伞衣(016)曳出到自由流中，伞包在射伞火箭(003)的作用下与伞衣(016)分离，伞衣(016)在气流作用下张开，飞机从尾旋中改出后，飞行员通过操纵抛伞手柄(021)，从而拉动与抛伞手柄(021)相连的抛伞钢索(020)另一端的抛伞销(006)从锁钩中拉出，双环释放机构(010)打开，伞连接带(009)、伞绳(011)和伞衣(016)一起与飞机分离。
CN201811340110.7A 2018-11-12 2018-11-12 一种飞机反尾旋装置 Active CN111169645B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811340110.7A CN111169645B (zh) 2018-11-12 2018-11-12 一种飞机反尾旋装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811340110.7A CN111169645B (zh) 2018-11-12 2018-11-12 一种飞机反尾旋装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111169645A CN111169645A (zh) 2020-05-19
CN111169645B true CN111169645B (zh) 2023-12-01

Family

ID=70653584

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811340110.7A Active CN111169645B (zh) 2018-11-12 2018-11-12 一种飞机反尾旋装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111169645B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115384781B (zh) * 2022-06-20 2024-04-16 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 一种飞行器反尾旋装置及飞行器

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR748677A (fr) * 1932-03-31 1933-07-07 Salone Ing E C P & Lucas Soc Ceinture de parachute
DE20016732U1 (de) * 1999-09-21 2001-02-15 Light S American Sportscopter Fallschirmgerät für Hubschrauber
JP2010221983A (ja) * 2009-03-25 2010-10-07 Ihi Aerospace Co Ltd ロケットの放出方法及び放出装置
CN103979110A (zh) * 2014-05-29 2014-08-13 襄阳宏伟航空器有限责任公司 弹道式降落伞救生系统
KR20140108883A (ko) * 2013-03-04 2014-09-15 한국항공우주산업 주식회사 로켓 낙하산 시스템
CN107826257A (zh) * 2017-09-08 2018-03-23 中国飞行试验研究院 一种射伞炮及开伞方法
CN207496945U (zh) * 2017-11-30 2018-06-15 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种反尾旋伞安装支架结构
CN108216582A (zh) * 2016-12-14 2018-06-29 中航通飞研究院有限公司 一种飞机失速保护控制系统
EP3378773A1 (en) * 2017-03-21 2018-09-26 FLARIS Spolka z ograniczona odpowiedzialnoscia Parachute rescue system

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR748677A (fr) * 1932-03-31 1933-07-07 Salone Ing E C P & Lucas Soc Ceinture de parachute
DE20016732U1 (de) * 1999-09-21 2001-02-15 Light S American Sportscopter Fallschirmgerät für Hubschrauber
JP2010221983A (ja) * 2009-03-25 2010-10-07 Ihi Aerospace Co Ltd ロケットの放出方法及び放出装置
KR20140108883A (ko) * 2013-03-04 2014-09-15 한국항공우주산업 주식회사 로켓 낙하산 시스템
CN103979110A (zh) * 2014-05-29 2014-08-13 襄阳宏伟航空器有限责任公司 弹道式降落伞救生系统
CN108216582A (zh) * 2016-12-14 2018-06-29 中航通飞研究院有限公司 一种飞机失速保护控制系统
EP3378773A1 (en) * 2017-03-21 2018-09-26 FLARIS Spolka z ograniczona odpowiedzialnoscia Parachute rescue system
CN107826257A (zh) * 2017-09-08 2018-03-23 中国飞行试验研究院 一种射伞炮及开伞方法
CN207496945U (zh) * 2017-11-30 2018-06-15 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种反尾旋伞安装支架结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN111169645A (zh) 2020-05-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1994821A (zh) 飞机全机伞降装置
CN111169645B (zh) 一种飞机反尾旋装置
US9452721B2 (en) Systems, methods, and apparatus for an emergency power generator
US20110121138A1 (en) Low payload weight parachute release-away static line
CN204341399U (zh) 无人机外挂投放机构
AU2020282766B2 (en) Release mechanism device, parachute systems and parachute stabilization
CN209814294U (zh) 一种增雨弹降落伞
CN105539849A (zh) 一种外挂式航空电动吊舱及使用方法
EP3747760B1 (en) A vehicle, in particular an aircraft, with a sliding element arrangement
CN107600436A (zh) 一种轻型固定翼飞机冷气抛伞救生装置
CN116477055A (zh) 用于无人机的回收装置、回收系统和回收方法
CN207871291U (zh) 下降器
US20170088262A1 (en) Release pin and cable actuator for 3 ring release mechanism
CN205311912U (zh) 一种航空电动绞车吊舱
EP2465778B1 (en) Anchoring element and mooring device for an aircraft
US20230331376A1 (en) Weight-induced, multi-disk shimmy reduction and braking system for unmanned aerial vehicles
US2711870A (en) Rip cord for parachute packs
CN212376554U (zh) 船艇机舱通风口快速关闭装置
US3036795A (en) Deceleration parachute retraction system
KR100661309B1 (ko) 패러포일, 패러포일 전개장치 및 패러포일 전개 시스템
US11820521B2 (en) Parachute compound pulley ripcord pull force reducer and methods for utilizing same
CN216943566U (zh) 飞机开伞拉绳滑轨
GB2467137A (en) Folding propeller guard for an aircraft
CN107600434A (zh) 一种用于飞机的可控降落伞
RU2819466C1 (ru) Парашютный спасательный комплекс для легкого многоцелевого самолёта

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information
CB02 Change of applicant information

Address after: 519000 1st floor, headquarters base office building, 1519 Yinwan Road, Wanchai, Xiangzhou District, Zhuhai City, Guangdong Province

Applicant after: R&D INSTITUTE OF CHINA AVIATION INDUSTRY GENERAL AIRCRAFT Co.,Ltd.

Address before: 519040 AVIC Tongfei industrial base, aviation industrial park, Jinwan District, Zhuhai City, Guangdong Province

Applicant before: R&D INSTITUTE OF CHINA AVIATION INDUSTRY GENERAL AIRCRAFT Co.,Ltd.

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant