CZ185994A3 - Parachute safeguarding system system, particularly for ultra-light airplanes, rogallo wings and motor three-wheelers - Google Patents
Parachute safeguarding system system, particularly for ultra-light airplanes, rogallo wings and motor three-wheelers Download PDFInfo
- Publication number
- CZ185994A3 CZ185994A3 CZ941859A CZ185994A CZ185994A3 CZ 185994 A3 CZ185994 A3 CZ 185994A3 CZ 941859 A CZ941859 A CZ 941859A CZ 185994 A CZ185994 A CZ 185994A CZ 185994 A3 CZ185994 A3 CZ 185994A3
- Authority
- CZ
- Czechia
- Prior art keywords
- parachute
- container
- aircraft
- rocket
- rescue system
- Prior art date
Links
Landscapes
- Emergency Lowering Means (AREA)
Abstract
Description
Vynález se týká padákového záchranného systému, použitelného zejména pro ultralehká letadla, dvoumístná rogalla, motorové tříkolky a dále použitelného i pro vírníky a při použití padáku o dostatečně velké ploše vrchlíku vhodného i pro lehká letadla. Záchranný padákový systém je určen k záchraně života posádky letadla v kritická situaci a současně k záchraně vlastního letadla. Padák, instalovaný na letadle, je v případě nouze vynesen např. raketou do patřičné vzdálenosti od letadla a následně otevřen. Na šňůrách padáku je uchyceno letadlo i s posádkou. Raketa se odpaluje mechanicky zásahem pilota.The invention relates to a parachute rescue system, particularly applicable to ultralight aircraft, two-seat hang gliders, motor tricycles, and also to gyroplanes and to the use of a parachute with a sufficiently large canopy area suitable for light aircraft. The rescue parachute system is designed to save the life of the aircraft crew in a critical situation and at the same time to save their own aircraft. In an emergency, the parachute installed on the aircraft is carried, for example, by a rocket to an appropriate distance from the aircraft and subsequently opened. On the lines of the parachute is fixed aircraft and crew. The rocket is launched mechanically by the pilot.
Padákový záchranný systém se skládá jednak z kontejneru, ve kterém je umístěn vlastni padák včetně padákových šňůr, a jednak z raketnice, ve která je umístěna raketa, která zajištuje rychlé vytažení padáku z kontejneru. Kontejner je vyroben z hliníkové slitiny. Přední víko kontejneru, vyrobené ze stejného materiálu jako vlastní kontejner, je utěsněno silikonovým tmelem proti pronikání vzdušné vlhkosti.The parachute rescue system consists of a container in which the parachute itself, including parachute lines, is located, and a rocket in which the rocket is located, which ensures the rapid withdrawal of the parachute from the container. The container is made of aluminum alloy. The front lid of the container, made of the same material as the container itself, is sealed with silicone sealant to prevent ingress of air humidity.
Padákový záchranný systém je určen pro použití především v následujících situacích, jako jsou havárie ultralehkého letadla způsobená srážkou 8 jiným letícím předmětem, ztráta možnosti ovládání letadla, selhání motoru letadla nad terénem, ve kterém není možno přistát, zdravotní potíže pilota během letu, které mohou způsobit neschopnost normálně přistát. Použití záchranného systému závisí dále na konkrétní situaci pilota ultralehkého letadla.The parachute rescue system is primarily intended for use in the following situations, such as an ultralight aircraft crash caused by a collision with 8 other flying object, loss of control of the aircraft, failure of an aircraft engine over a terrain in which it cannot be landed inability to land normally. The use of the rescue system also depends on the specific situation of the pilot of the ultralight aircraft.
Dosavadní stav technikyBACKGROUND OF THE INVENTION
Je znám padákový záchrahný systém pro ultralehká letadla, který je aktivovaný raketovým motorem, který vynese padák do bezpečné vzdálenosti od letadla pro možnost jeho otevření. Padák je spojen přes padákové šňůry a spojovací popruh s ultralehkým letadlem. Padák včetně šňůr a popruhu je uložen v kontejneru, upevněném na letadle resp. v letadle. Raketový motor je umístěn v raket nici, uchycené na kontejneru e padákem. Raketový motor uvádí v nouzi do činnosti pilot letadla.A parachute rescue system for ultralight aircraft is known, which is activated by a rocket engine that brings the parachute to a safe distance from the aircraft for the possibility of opening it. The parachute is connected via parachute lines and connecting strap with ultralight aircraft. The parachute, including the lines and the strap, is stored in a container mounted on the aircraft respectively. in airplane. The rocket engine is located in the rocket nici, mounted on the container e parachute. The rocket engine is activated by an aircraft pilot in need.
Místo raketového motoru některé padákové záchranné systémy používají náloží odpálených střel resp. závaží, která vynesou záchranný padák mimo letadlo. Nevýhodou takovýchto střel je jejich počáteční vysoká rychlost, která však v krátkém časovém úseku velmi rychle klesá, čímž klesá současně její tahová síla. V takovémto případě hrozí nebezpečí styku vytahovaného padáku s drakem letadla, zejména s jeho svislou ocasní plochou a to tím více, čím je dopředně rychlost letadla vyšší. Střela se pohybuje po balistické dráze a její úhel výstřelu se k myšlené horizontální rovině rychle sklání. Nevýhodou je rovněž velká hmotnost závaží, což energeticky celý záchranný systém zatěžuje a dále při výstředu dochází k velkému zpětnému rázu. Z uvedených důvodů se používají pro vynesení padáku raketové motory, které zaručují po určitý časový úsek dráhy letu konstantní tah.Instead of a rocket engine some parachute rescue systems use missiles fired respectively. weights that bring the rescue parachute off the plane. The disadvantage of such missiles is their initial high speed, which, however, decreases very quickly in a short period of time, thereby simultaneously reducing its tensile force. In such a case there is a danger of the drawn parachute coming into contact with the airframe, especially with its vertical tail surface, the more the forward speed of the aircraft is higher. The missile moves along the ballistic trajectory and its shot angle tends rapidly to the imaginary horizontal plane. A disadvantage is also the high weight of the weights, which puts the entire rescue system on a high level of energy and furthermore, during recoil, there is a large recoil. For these reasons, rocket engines are used for parachute launching, which ensure a constant thrust for a certain period of flight path.
V obou případech, to je při použití raketového motoru nebo náloži odpálené střely pro vynesení záchranného padáku, je padák uložen v kontejneru a z kontejneru postupně raketovým motorem či vystřeleným závažím vytahován. Záchranný padák je Spojen s raketovým motorem nebo střelou. Během času vytahování záchranného padákuIn both cases, that is, when using a rocket engine or a projectile fired for launching a rescue parachute, the parachute is stored in a container and is gradually withdrawn from the container by a rocket engine or a fired weight. The rescue parachute is associated with a rocket engine or missile. During the time when the rescue parachute is pulled out
- 3 působí na padák značný odpor vzduchu, nebot délka vrchlíku rozevlátého padáku včetně Šňůr činí 16 až 18 metrů. Vlivem odporní působícího vzduchu se dráha raketového motoru stává plochou, sklání se směrem k horizontální rovině a to i v případě, že úhel startu raketového motoru byl zvolen vzhůru, s mírným odklonem ve směru proti pohybu zachraňovaného letícího předmětu, např. ultralehkého letadla. Sklon dráhy raketového motoru k horizontále je tím větší, čím je rychlost ultralehkého letadla vyšší.- 3 there is considerable air resistance on the parachute, because the canopy length of the flying parachute including the lines is 16 to 18 meters. Due to the disgusting air acting, the rocket engine path becomes flat, bending towards the horizontal plane, even if the rocket engine start angle has been selected upward, with a slight deflection in the direction of the rescued flying object, such as an ultralight aircraft. The slope of the rocket engine path toward the horizontal is the greater the speed of the ultralight aircraft.
Ani použití raketového motoru s vytahovaným, postupně rozvinovaným padákem, není dokonalé. Ve složitějších havarijních případech, kdy letoun při pádu rotuje, může úojít k zamotání padáku do rotujícího letadla.Nor is the use of a rocket engine with the parachute lifted gradually unfolded. In more complicated emergency cases, when an airplane rotates in a crash, it can be used to entrain the parachute into a rotating aircraft.
Zpravidla bývá padák včetně šňůr a spojovacího popruhu uložen ještě ve vaku, zasunutém do vnitřního prostoru úložného kontejneru. Vak s vrchlíkem padáku je harmonikově složen v úložném kontejneru. Vrchlík padáku, šňůry a spojovací popruh jsou postupně vytahovány raketovým motorem z tohoto úložného kontejneru a to během letu raketového motoru, přičemž vrchlík padáku, uložený ještě ve vaku, se roztáhne do několik metrů dlouhého čecholu, který představuje značný odpor při jeho vynášení mimo pohybující se letadlo.As a rule, the parachute, including the cords and the connecting strap, is still stored in a bag inserted into the interior of the storage container. The bag with the parachute canopy is folded in an accordion in a storage container. The parachute canopy, the cords and the connecting strap are gradually pulled out of the storage container by the rocket engine during the rocket engine flight, while the parachute canopy, while still in the bag, expands to a few meters long checho, which represents considerable resistance when carried away. aircraft.
Podstata vynálezuSUMMARY OF THE INVENTION
Řešení podle vynálezu si klade za cíl odstranit výše uvedené nedostatky záchranného padákového systému s možností zvyšovat hranici letové hmotnosti letadel i jejich rychlostí, u nichž bude záchranný systém použit včetně zvýšení jeho bezpečnosti a spolehlivosti. Systém je možno rovněž použít pro jednomístná i dvoumístná rogalla, motorové tříkolky, víraíky apod.The solution according to the invention aims to eliminate the above-mentioned drawbacks of the rescue parachute system with the possibility to increase the limit of flight weight of aircraft and their speeds at which the rescue system will be used, including its safety and reliability. The system can also be used for single- and two-seat hang gliders, motor tricycles, gyroplanes, etc.
záchranný padákový systém je aktivován odpálením raketového motoru, který zabezpečuje dopravení padákuthe rescue parachute system is activated by launching a rocket engine that ensures parachute delivery
- 4 do potřebné vzdálenosti od letadla· Podstatou řešení je, že raketový motor je spojený s vnitřním kontejnerem, ve kterém je uložen vrchlík padáku. Vnitřní kontejner je umístěn ve vnějším kontejneru. Nosné šňůry padáku jsou spojeny se spojovacím popruhem a jsou vytaženy v první fázi odpálení z vnějšího kontejneru raketovým motorem a to prostřednictvím vnitřního kontejneru, obsahujícího vrchlík padáku. Výtažný spojovací popruh je ukotven na letounu a raketový motor je v raketnici, která je uchycena na vnějším kontejneru. Vnitřní kontejner slouží pro vynesení vrchlíku padáku do bezpečné vzdá lenosti od letounu a je zajištěn proti otevření pojistkou, přičemž pojistka je tvořena např. nití o definované pevnosti. Vnitřní kontejner má malé rozměry, jedná se o kompaktní balík, jehož velikost je dána velikostí samotného vrchlíku a jeho pečlivým složením do co nejmenšího objemu.- 4 to the required distance from the aircraft · The essence of the solution is that the rocket engine is connected to the inner container in which the parachute canopy is stored. The inner container is located in the outer container. The parachute carrying lines are connected to the connecting strap and are pulled out of the outer container by a rocket motor in the first stage of firing by means of an inner container containing the parachute canopy. The towing strap is anchored to the airplane and the rocket engine is in a rocket, which is attached to the outer container. The inner container is used to lift the parachute canopy to a safe distance from the airplane and is secured against opening by a fuse, the fuse being formed eg by a thread of defined strength. The inner container is small in size, a compact package whose size is determined by the size of the canopy itself and its careful folding to the smallest volume.
Termínu vnitřní kontejner je užito v zájmu vysvětlení obecné podstaty řešení a při aplikaci tohoto řešení v různých podmínkách a obměnách praxe může funkci vnitřního kontejneru plnohodnotně nahradit jakýkoliv obal s pojistkou proti otevření, jehož obsah bude tvořit vrchlík padáku.The term inner container is used to explain the general nature of the solution, and when applied in various conditions and variations of practice, the function of the inner container can be fully replaced by any container with an anti-tampering device, the contents of which will form the parachute canopy.
Výhodou tohoto řešení je především jisté vynesení padáku raketovým motorem a to v určeném či zvoleném směru od letadla bez nebezpečí styku padáku a jeho šňůr s drakem letounu. Optimální nastavení úhlu letu raketového motoru je ve směru nad letoun, s mírným zakloněním proti směru pohybu letadla. Při startu raketového motoru v tomto optimálním směru, je bezpečná výška letounu pro jeho záchranu včetně posádky 30 metrů nad terénem. Potřebný průměrný tah raketového motoru při teplotě 20 °C pro vyneseni padákové záchranné soustavy mimo letadlo je v závislosti na velikosti padákového vrchlíku alespoňThe advantage of this solution is, above all, a certain launching of the parachute by a rocket engine in a designated or chosen direction from the aircraft without the danger of the parachute and its lines coming into contact with the airframe. Optimal adjustment of the angle of flight rocket engine is in the direction above the aircraft, with a slight inclination against the direction of aircraft movement. When starting the rocket engine in this optimal direction, the safe height of the aircraft for its rescue including the crew is 30 meters above the terrain. Depending on the size of the parachute canopy, the required average thrust of the rocket engine at 20 ° C to bring the parachute rescue system off the aircraft is at least
- 5 600 až 700 N po dobu 0,7 až 0,9 sekundy.- 5600 to 700 N for 0.7 to 0.9 seconds.
Vrchlík padáku se dostává do patřičné, resp. požadované vzdálenosti od letadla uložený stále v ochranném vnitřním kontejneru, čímž klade minimální odpor při vynášení mimo letadlo. Nedochází k žádnému rozevlátí vrchlíku padáku a po odvinuti šňůr a jejich napnutí včetně spojovacího popruhu nastane teprve uvolnění padáku resp. jeho vrchlíku z vnitřního kontejneru a k jeho vytažení a rozevření. Předčasné rozevření padáku, resp. jeho uvolnění z vnitřního kontejneru, je jištěno pojistkou, jejíž vlastní konstrukce může být různá. Nejjednodušší provedení pojistky je prostřednictvím nitě o určité známé a požadované pevnosti. Doba od startu raketového motoru do úplného otevření padáku činí maximálně 1,5 sec. K úplnému vytažení padáku dojde při teplotě 20 °C v čase kratším než 1 sekunda.The parachute canopy gets into the appropriate, respectively. the required distances from the aircraft, always stored in the protective inner container, thereby providing minimal drag away from the aircraft. There is no parachute canopy opening and after the unwinding of the cords and their tension, including the connecting strap, the parachute is released. its canopy from the inner container and to pull it out and open it. Premature opening of the parachute, resp. its release from the inner container is secured by a fuse whose design may be different. The simplest embodiment of the fuse is by means of a thread of certain known and required strength. The time from the start of the rocket engine to the full opening of the parachute is a maximum of 1.5 sec. The parachute is pulled out completely at 20 ° C in less than 1 second.
Z energetického hlediska je nejnáročnější případ, kdy raketový motor vynáší záchranný systém kolmo vzhůru.From the energy point of view, the most difficult case is when the rocket engine brings the rescue system upright.
Z těchto mezních podmínek je třeba vycházet pro stanovení potřebného tahu raketového motoru. Hmotnost padákové záchranné soustavy, obsahující vrchlík padáku, padákové šňůry, spojovací popruh, spojovací lano, vnitřní kontejner vrchlíku a raketový motor, vychází při hmotnosti jištěného letadla v rozmezí 450 až 500 kg na cca 11 kg. Hmotnost celého padákového záchranného systému, obsahujícího kromě celé padákové záchranné soustavy ještě kontejner s upevňovacím držákem, odpalovací rampu resp. raketnici a spouštěcí rukojet s bowdenem resp. s ovládacím lankem, vychází potom na cca 12,5 kg. Vnitřní kontejner je shodně jako raketový motor zavěšen na otevíracím padáčku padáku.These limit conditions should be used to determine the required thrust of the rocket engine. The weight of the parachute rescue system, including the parachute canopy, parachute lines, lanyard, lanyard, canopy inner container and rocket engine, is based on the weight of the secured aircraft in the range of 450 to 500 kg to about 11 kg. The weight of the entire parachute rescue system, which includes, in addition to the entire parachute rescue system, a container with a mounting bracket, launch pad, respectively. rocket and launch handle with bowden respectively. 12.5 kg. The inner container is the same as the rocket engine suspended on the opening parachute parachute.
Kontejner je opatřen odnímatelným krytem pro možnost vytažení vnitřního kontejneru s vrchlíkem padáku, padákových šňůr a spojovacího popruhu raketovým motorem — 6 — z kontejneru· Odnímatelný kryt je odhozen současně se startem raketového motoru. Kryt je proveden ve formě víka v případě vnějěí instalace kontejneru, tj. při jeho instalaci vně draku letounu. V případě vnitřní instalace kontejneru, např. do trupu letadla, je odnímatelný kryt proveden ve formě textilního překrytu.The container is equipped with a removable cover for the possibility of pulling out the inner container with the parachute canopy, parachutes and the connecting strap of the rocket motor - 6 - from the container · The removable cover is discarded at the same time as the rocket motor starts. The cover is in the form of a lid in case of external installation of the container, ie when installed outside the airframe. In the case of internal installation of the container, eg in the fuselage, the removable cover is in the form of a textile cover.
Na kontejneru je rovněž instalován vyhazovač odnímáte lného krytu, déle primární a sekundární pojistka odnímatelného krytu. Obě pojistky odnímatelného krytu hlídají skutečnou potřebu jeho odstranění. Pro upevnění kontejneru na drak resp. do draku letadla je tento opatřen upevňovacím držákem.The container is also installed ejector cover, longer primary and secondary fuse removable cover. Both removable cover fuses ensure the real need to remove it. For fastening the container to the dragon resp. the airframe is equipped with a mounting bracket.
Mezi tělesem kontejneru a odnímatelným krytem kontejneru je jednak vyveden spojovací popruh, zakončený karabinou, a jednak vyvedeno spojovací lano, které je jedním svým koncem spojeno s vnitřním kontejnerem a svým druhým koncem spojeno s raketovým motorem. Spojovací popruh spojuje padákové šňůry s ledadlem. Vývody spojovacího popruhu a spojovacího lana jsou utěsněny, rovněž tak je těsněn odnímatelný kryt k tělesu kontějneru.Between the body of the container and the removable cover of the container there is a connecting strap, terminated with a carabiner, and a connecting rope, which is connected to the inner container at one end and to a rocket motor at the other end. The connecting strap connects the parachute lines with the cooler. The outlets of the connecting strap and the connecting rope are sealed, as well as the removable cover is sealed to the container body.
Raketový motor, uložený v raketnici, je chráněn překrytém a opatřen přepravní pojistkou. Spoušt raketového motoru je spojena ovládacím lankem s rukojetí, která je instalována v dosahu pilota. Spoušt raketového motoru je tvořena zdvojeným úderníkem, instalovaným u dvojice startovacích nábojnic.Rocket engine, stored in the rocket, is protected and covered with a transport safety. The rocket engine trigger is connected by a control cable with a handle, which is installed within the reach of the pilot. Trigger rocket engine consists of a double firing pin, installed in a pair of starting cartridges.
V alternativním provedení kontejneru je jeho odnímatelný kryt nahrazen tím, že celý kontejner je dělený ve směru jeho podélné osy. Obě poloviny kontejneru jsou opatřeny těsněním, zabraňujícímu vnikání vlhkosti do vnitřního prostoru kontejneru. V případě děleného kontejneru může být jeho podélná osa různoběžná resp. mimoběžnáIn an alternative embodiment of the container, its removable cover is replaced by dividing the entire container in the direction of its longitudinal axis. Both halves of the container are provided with a seal to prevent moisture from entering the interior of the container. In the case of a split container, its longitudinal axis may be different or different. extroběžná
- 7 s obou souměrnosti raketového motoru. Při startu raketového motoru se jeden díl kontejneru automaticky oddělí od zbývajícího druhého dílu kontejneru, ěímž je umožněno vynesení padáku mimo prostor letounu v případě nastalé havarijní situace·- 7 with both symmetry rocket engine. When launching a rocket engine, one part of the container is automatically separated from the other part of the container, allowing the parachute to be carried away from the airplane in the event of an emergency
Výhodně je možno charakterizovat úhel startu raketového motoru, umístěného na ultralehkém letadle tak, že je dán spojnicí středu myšlené polokoule a některého bodu povrchu této myšlené polokoule, přičemž střed myšlené polokoule leží na středové ose trupu letadla a její vypouklá plocha směřuje proti směru pohybu ultralehkého letadla. Tento směr resp. úhel startu raketového motoru není podmínkou, je pouze doporučeným resp. výhodným směrem startu raketového motoru. Padáková záchranná soustava plní spolehlivě svoji funkci při startu raketového motoru do kteréhokoliv směru od letadla, pokud je k dispozici minimální potřebná výška letounu nad terénem. Směr letu raketového motoru padákové záchranné soustavy může být i shodný se směrem letu letounu.Advantageously, the angle of launch of a rocket engine located on an ultralight aircraft may be characterized as being a junction of the center of the imagined hemisphere and a point of the surface of the imagined hemisphere, the center of the imagined hemisphere lying on the centerline of the aircraft fuselage. . This direction respectively. rocket engine start angle is not a requirement, it is only recommended respectively. advantageous direction of rocket engine start. The parachute rescue system reliably performs its function when starting the rocket engine in any direction away from the aircraft, if the minimum necessary height of the aircraft above the terrain is available. The direction of flight of the rocket engine of the parachute emergency system may also be the same as that of the airplane.
Přehled obrázků na výkresechBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
Řešení podle vynálezu je blíže vysvětleno při popisu schematických výkresů, na nichž značí obr. 1 celkový pohled na padákový záchranný systém, obr. 2 záchranný padákový systém v částečném řezu, obr. 3 celkový pohled na řez raketovým motorem, obr. 4 pohled na soustavu záchranného padáku se spojovacím popruhem, obr, 5 bokorysný pohled na letadlo s instalovaným padákovým záchranným systémem, obr. 6 půdorysný pohled na letadlo z obr. 5, obr. 7 prostorový pohled na letadlo s naznačenými body pro spojení letadla se spojovacím popruhem padáku a obr. 8 pohled zpředu na letadlo zavěšené na spojovacím popruhu padáku.The solution according to the invention is explained in more detail with reference to the schematic drawings, in which Fig. 1 is a general view of the parachute rescue system, Fig. 2 is a partial sectional view of the rescue parachute system; FIG. 5 is a side elevational view of the aircraft with the parachute rescue system installed; FIG. 6 is a plan view of the aircraft of FIG. 5; FIG. 8 a front view of an aircraft suspended from a parachute coupling strap.
Příklady provedení vynálezuDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Padákový záchranný systém, zejména pro ultralehká letadla, podle obr. 1 se skládá z kontejneru 1, opatřeném upevňovacím držákem χ a raketnicí 2t která je zpředu zakryta krytkou 28. Kontejner 1 má odnímátelný kryt 8, spojený přes těsnání 26 s tělesem kontejneru 1. Ovládací rukojei 18 je prostřednictvím ovládacího lanka 14- spojena se spouátí 17 raketového motoru 2 /obr. 2/, uloženého v raketnici 2, která je zakryta překrytém £. Rukojet 18 je posouvatelná ve směru prvé šipky 23. raketový motor 2 se po zapálení pohybuje ve směru druhé šipky 24. Odpálení raketového motoru 2 je jištěno jednak vytahovací pojistkou 29 u rukojeti 18 a jednak přepravní pojistkou 19. umístěnou u raketového motoru 2· Rukojet 18 pro spuštění raketového motoru 2 3® umístěna v pilotním prostoru. Spoušt 17 tvoří úderníkový mechanismus. Zatažením za rukojet 18 je vytažen klín, který umožní činnost úderníkového mechanismu. Vytažením klínu je současně přerušeno spojení s raketovým motorem 2* Úderníkový mechanismus je na přední části raketového motoru 2» zatímco na zadní části raketového motoru 2 5® neznázorněný závěs pro spojovací lano 12· Raketový motor 2 válcovitý tvar /obr. 3/.The parachute rescue system, in particular for ultralight aircraft, according to FIG. 1 consists of a container 1 provided with a mounting bracket χ and a rocket 2 t which is covered from the front by a cover 28. The container 1 has a removable cover 8 connected to the container body 1. The control handle 18 is connected via the control cable 14 to the trigger 17 of the rocket motor 2 / FIG. 2), embedded in a rocket 2, which is covered by an overlapped £. The handle 18 is displaceable in the direction of the first arrow 23. The rocket motor 2, after ignition, moves in the direction of the second arrow 24. The firing of the rocket motor 2 is secured by a pull-out fuse 29 at the handle 18 and a transport fuse 19 located at the rocket motor 2. for launching the 2 3® rocket engine located in the flight deck. The trigger 17 forms a firing mechanism. By pulling on the handle 18, a wedge is pulled out to allow the firing mechanism to operate. By pulling the wedge, the connection to the rocket motor 2 is simultaneously interrupted. * The firing mechanism is on the front of the rocket motor 2, while at the rear of the rocket motor 2 5 is not shown a hinge for the connecting rope 12. 3 /.
Ve vnitřním prostoru kontejneru 1 je uložen vrchlík 6 padáku 2 /obr. 4/ včetně nosných šňůr 30 padáku 2» středové šňůry 31 padáku 2 a spojovacího popruhu 11. na kterém je Šroubovací karabina 12. Kontejner 2 je z přední strany opatřen odnímatelným krytem 8, spojeným přes těsnění 26 s tělesem kontejneru 1. Odnímatelným krytem g. je přes utěsnění 2.7 vyveden jednak spojovací popruh 11 padáku 2 a jednak spojovací lano 12· Spojovací popruh 11 je svým volným koncem připojen po nainstalování padákového záchranného systému do letadla k letadlu. Spojuje padák 2 8 letadlem. Spojovací popruh 11The canopy 6 of the parachute 2 / FIG. 4 / including the parachute carrying lines 30 of the parachute center line 31 and the connecting strap 11 on which the screw carabiner 12 is provided. The container 2 is provided with a removable cover 8 from the front side, connected via a seal 26 to the container body 1. Removable cover g. the coupling strap 11 of the parachute 2 and the connecting rope 12 are led through the seal 2.7. It connects the parachute 2 with 8 aircraft. Coupling strap 11
- 9 je dimenzován, na zatížení, které způsobí otevření padáku- 9 is dimensioned for the load that causes the parachute to open
5, při dané rychlosti letadla. Povrch spojovacího popruhu 11 je chráněn proti účinkům ultrafialového a infračerveného záření. Spojovací lano 13 spojuje raketový motor s vnitřním kontejnerem 10, ve kterém je uložen vrchlík 6 padáku Spojovací lano 13 je pružná a pevná šňůra, chráněná nehořlavou bužírkou proti ožehnutí horkými spalinami raketového motoru.5, at a given aircraft speed. The surface of the strap 11 is protected against the effects of ultraviolet and infrared radiation. The connecting rope 13 connects the rocket motor to the inner container 10 in which the parachute canopy 6 is accommodated. The connecting rope 13 is a flexible and rigid cord protected by a non-flammable heat shrinkage tube against burning by the hot combustion products of the rocket motor.
Kontejner 1 chrání vnitřní kontejner 10 s vrchlíkemThe container 1 protects the inner container 10 with the canopy
6. padáku £, nosné šňůry 30 padáku £, středovou šňůru 31 padáku £ a spojovací popruh 11 před slunečními paprsky, povětrnostními vlivy, poškozením atd. V provedení podle obr. 2 je podélná osa 21 kontejneru 1 rovnoběžná s osou 22 souměrnosti raketového motoru J. Upevňovací držák £ kontejneru 1 umožňuje různé nastavení směru podélné osy 21 kontejneru vůči draku letadla. Současně je možno seřizovat i nastavení osy 22 souměrnosti raketového motoru 2 vůči kontejneru 1.6, the parachute carrier line 30, the parachute carrier line 30, the parachute center line 31 and the connecting strap 11 from sunlight, weather, damage, etc. In the embodiment of FIG. 2, the longitudinal axis 21 of the container 1 is parallel to the axis 22 of the rocket motor. The fastening bracket 8 of the container 1 allows different adjustment of the direction of the longitudinal axis 21 of the container relative to the airframe. At the same time, it is possible to adjust the axis 22 symmetry of the rocket motor 2 against the container 1.
Při spuštění raketového motoru J se vyřadí z činnosti primární pojistka 20 i sekundární pojistka 25 odnímatelného krytu 8, čímž se uvede do činnosti vyhazovač 2, který odnímatelný kryt 8 odstraní. Při vnější instalaci padákového záchranného systému je odnímatelný kryt 8 tvořen např. víkem, při vnitřní instalaci systému např. textilním překrytém.When the rocket motor J is started, both the primary fuse 20 and the secondary fuse 25 of the removable cover 8 are deactivated, thereby actuating the ejector 2 which removes the removable cover 8. In the external installation of the parachute rescue system, the removable cover 8 is formed, for example, by a lid;
Eaketový motor vynáší mimo letadlo vnitřní kontejner 10 8 vrchlíkem 6 padáku % a dále padákové šňůry včetně spojovacího popruhu 11. Konstrukce celého záchranného systému je řešena s ohledem na vysokou funkční spolehlivost, nenáročnou výrobu a obsluhu systému, jeho malé rozměry, nízkou hmotnost a přijatelnou cenu. Záchranná soustava systému nevyžaduje zvláštní prohlídky mimo předletových úkonů.Eaket engine takes out the aircraft inner container 10 8 canopy 6 parachute% and parachute lines including the strap 11. The design of the entire rescue system is designed with regard to high functional reliability, undemanding production and operation of the system, its small size, low weight and affordable price . The rescue system of the system does not require special inspections outside pre-flight operations.
V alterúativním neznázornšnám provedení kontejneru 1 může být tento upraven jako dvoudílný, 8 těsněním mezi oběma díly. Při uvedení raketového motoru J do činnosti se horní polovina kontejneru 1 oddělí, čímž se umožní snadné vynesení vnitřního kontejneru 10 se ěnůrami mimo letadlo. U takto děleného kontejneru 1 může být osa 22 souměrnosti raketového motoru 2 í kolmá na podélnou osu 21 kontejneru 1. V případě potřeby může být osa 22 souměrnosti raketového motoru 2 skloněna v patřičném úhlu k podélné ose 21 kontejneru 1. Osa 22 souměrnosti raketového motoru J je potom vůči podélné ose 21 kontejneru 1 buď různoběžné nebo mimoběžné. Kontejner X může být rovněž uložen v trupu nebo vně trupu letadla i v horizontální poloze, přičemž při startu raketového motoru 2 se vlivem jeho tahu vyklopí resp. natočí do potřebného směru.In an alternative (not shown) embodiment of the container 1, the container 1 can be provided as a two-piece, 8-seal between the two parts. Upon actuation of the rocket motor J, the upper half of the container 1 is detached, allowing easy removal of the inner container 10 with the belts off the aircraft. In the container 1 thus divided, the symmetry axis 22 of the rocket motor 2 may be perpendicular to the longitudinal axis 21 of the container 1. If desired, the symmetry axis 22 of the rocket motor 2 may be inclined at an appropriate angle to the longitudinal axis 21 of the rocket motor. it is then either parallel or off-axis to the longitudinal axis 21 of the container 1. The container X can also be stowed in the fuselage or outside the fuselage, even in a horizontal position. rotates in the required direction.
Výtažný raketový motor 2 podle obr. 3 je tvořen trubicí 32. která je hermeticky z obou stran uzavřena šroubovanými nástavci. Uvnitř trubice 32 je vložena tuhá pohonná hmota 33 s kanálkem 34« jejíž doba hoření je přesně stanovena. Raketový motor 2 může mít jednu nebo dvě trysky 35, která jsou snadno vyměnitelná a jsou uzavřeny neznázorněnými vodotěsnými membránami. Montáž a demontáž celého raketového motoru 2 j® snadná a obejde se bez speciálních nástrojů. Raketový motor 2 j® opatřen mechanickým odpalem a jeho zážeh je zdvojený, zajištěný dvojicí startovacích nábojnic 15. uváděných do činnosti zdvojeným úderníkem 16. přisazeným ke startovacím nábojnicím 15.The lift rocket motor 2 of FIG. 3 is formed by a tube 32 which is hermetically sealed from both sides by screwed extensions. Inside the tube 32 is inserted a solid fuel 33 with a channel 34 whose burning time is precisely determined. The rocket motor 2 may have one or two nozzles 35 which are easily replaceable and are closed by waterproof membranes (not shown). Assembly and disassembly of the entire 2 rocket engine is easy and requires no special tools. The rocket motor 2 is provided with a mechanical launch and its ignition is doubled, provided by a pair of starter cartridges 15 actuated by a double firing pin 16 attached to the starter cartridges 15.
Padák 2. podle obr. 4 je určen k záchraně letadel včetně posádky. Skládá se z vrchlíku 6_» nosných šňůr 22* středová ěňůry 21 a ze spojovacího popruhu 11. Vrchlík 6 by měl mít minimální plochu 70 m2, je zhotoven z polyamidové tkaniny a složen např. z 26 polí. Spodní okraj vrchlíku 6 a okraj pólového otvoru vrchlíku 6 je zpevněn lemovkami· K vrchlíku 6 je upevněno příkladně 26 padákových šňůr 30 o délce cca 9 metrů. Středová šňůra 31 spojuje šňůry pólového otvoru vrchlíku 6. 8 okem závěsného lana. Spojovací popruh 11 spojuje nosné šňůry JO vrchlíku 6 a středovou šňůru 31 s neseným předmětem. Je vyroben z polyamidového popruhu a jeho délka je cca 6 metrů. Spojovací popruh 11 včetně případného kotvícího lana, spojeného přímo s neseným předmětem, musí být upevněn na výztužné části letounu, která toto namáhání při otevření vrchlíku 6 padáku £ přenese.The parachute 2 according to Fig. 4 is designed to rescue aircraft, including the crew. It consists of a canopy 6 of the carrier lines 22 * of the central cord 21 and a connecting strap 11. The canopy 6 should have a minimum area of 70 m 2 , is made of polyamide fabric and consists, for example, of 26 fields. The lower edge of the canopy 6 and the edge of the pole opening of the canopy 6 are reinforced with edgings. The central cord 31 connects the pole holes of the canopy 6.8 through the eye of the suspension rope. The tie strap 11 connects the support lines 10 of the canopy 6 and the center line 31 to the supported object. It is made of polyamide strap and its length is about 6 meters. The tie-down strap 11, including any anchoring rope attached directly to the carried object, must be attached to the stiffening portion of the airplane which will carry this stress when the parachute canopy 6 is opened.
Letoun je opatřen závěsem pro upevnění padákové záchranné soustavy a to v blízkosti jeho těžiště, určeného při nejvyšší' vzletové hmotnosti letadla. Při otevření padáku dochází až ke čtyřnásobnému přetížení konstrukce letounu. U ultralehkých letadel se doporučuje montáž systému do centráže letadla, za pilotní sedačky apod. /obr. 5 a 6/, nejlépe uvnitř trupu letadla tak, aby výstřel raketového motoru 2 z kontejneru 1 směřoval do oblasti polosféry, ohraničené horizontální polohou až vertikální polohou a to směrem ven z letounu. Optimální směr letu raketového motoru 2. P^i použití záchranného systému je na obr. 5 naznačen třetí šipkou 36,.The aircraft is provided with a hinge for mounting the parachute rescue system near its center of gravity, determined at the highest take-off weight of the aircraft. When the parachute opens, the aircraft structure is overloaded four times. For ultralight aircraft it is recommended to mount the system in the aircraft headquarters, behind pilot seats, etc. / fig. 5 and 6), preferably within the fuselage of the aircraft, such that the rocket engine 2 shot from the container 1 is directed to the polosphere region bounded by the horizontal to the vertical position and out of the aircraft. The optimum direction of flight of the rocket motor 2. In the use of the rescue system, the third arrow 36 is indicated in FIG.
U motorových tříkolek se doporučuje montáž záchranného systému v zadní části konstrukce a to buÓ v horizontální nebo vertikální poloze, nejlépe opět šikmo vzhůru s odklonem proti směru pohybu zachraňovaného předmětu.In the case of motor tricycles it is recommended to mount the rescue system in the rear of the structure either in horizontal or vertical position, preferably again at an angle upwards with a deflection against the direction of movement of the rescued object.
Záchranný systém se nedoporučuje umístit tak, aby při startu raketového motoru byla zasažena některá pevné část letounu nebo jeho vrtule a nebo aby výstřel směřoval směrem dolů. Rovněž nelze záchranný systém umístit tak, aby při odpálení raketového motoru došlo k ohrožení posádky plamenem z raketového motoru nebo k zasažení pali12 vové instalace či nádrží letounu·The rescue system is not recommended to be located so that when starting the rocket engine was hit by any fixed part of the aircraft or its propeller, or the shot directed downwards. Likewise, the rescue system cannot be placed in such a way that the rocket engine fires could endanger the crew by flame from the rocket engine or hit the fuel tank or aircraft tanks.
Zakazuje se montovat záchranný systém na silně vibrující části letounu, např· na motorová lože apod. Rovněž není možno záchranný systém vystavovat vysokým teplotám, tvrdým nárazům, mechanickému a chemickému poškození, dlouhodobému skladování v nadměrné vlhkosti. Se systémem je nutno zacházet jako 8 pyrotechnickým zařízením a zakazuje se pohyb lidí ve směru výstřelu raketového motoru při odjištěném záchranném systému·It is forbidden to mount the rescue system on heavily vibrating parts of the airplane, eg on the engine bed, etc. It is also not possible to expose the rescue system to high temperatures, hard impacts, mechanical and chemical damage, prolonged storage in excessive humidity. The system must be handled as 8 pyrotechnic devices and it is forbidden to move people in the direction of rocket engine firing when the rescue system is unlocked ·
Doporučuje se propojit rukojet 18 ovládacího lanka 14 s vypínáním motoru letounu, aby v případě použití tlačných vrtulí nedošlo k namotáni padákové záchranné soustavy do vrtule.It is recommended to interconnect the handle 18 of the control cable 14 with the shutdown of the airplane engine in order to avoid winding of the parachute rescue system into the propeller when using propeller propellers.
Obr. 7 ukazuje příkladné umístěni kotvicích bodů 38 u ultralehkého letadla·Giant. 7 shows an exemplary location of anchor points 38 near an ultra-light aircraft.
Obr. 8 ukazuje opět obdobné uspořádání podle obr. 7, kde v tomto případě jsou k ukotvení ultralehkého letadla využity dva kotvicí body 38. uspořádané diagonálně. Do šroubovací karabiny 12 spojovacího popruhu 11 je navlečeno kotvici lano 37 spojené přímo s ultralehkým letadlem.Giant. 8 again shows a similar arrangement according to FIG. 7, in which case two anchoring points 38 arranged diagonally are used to anchor the ultralight aircraft. Anchoring rope 37 connected directly to the ultralight aircraft is threaded into the screw carabiner 12 of the connecting strap 11.
Činnost osádky letadla při uvádění padákového záchranného systému do aktivního stavu je jednoduchá a spočívá v zatažení za rukojet 18, spojenou ovládacím lankem 14 se spouští 17 raketového motoru J, čímž dojde k odpálení dvou zážehových startovacích nábojnic 15. které vznítí prachovou nálož a tato zapálí tuhou pohonnou hmotu 33 raketového motoru 2· Raketový motor J postupně odjistí krytku 28 raketnice £, sekundární pojistku 25 odnímatelného krytu 8, primární pojistku 20 odnímatelného krytu 8 a vyhazovač £ odstraní odnímatelný kryt, načež raketový motor 2 vytáhne vnitřní kontejner 10 se záchranným vrchlíkem 6 padáku £ z kontejneru 1. mimo le- 13 tadlo. Přitom se postupně vytahují z kontejneru X nosné Šňůry 30 se středovou Šňůrou βΐ a spojovací popruh 11.The activity of the aircraft crew in bringing the parachute rescue system into active state is simple and consists of pulling the handle 18 connected by control cable 14 to launch 17 of the rocket engine J, thereby firing two ignition starter cartridges 15 which ignite the powder charge and ignite The rocket motor J gradually unlocks the rocket cap 28, the secondary fuse 25 of the removable cover 8, the primary fuse 20 of the removable cover 8, and the ejector 8 removes the removable cover, whereupon the rocket motor 2 pulls out the inner container 10 with parachute rescue cap 6. From container 1 outside the aircraft. In doing so, the carrier cords 30 with the central cord βΐ and the connecting strap 11 are gradually pulled out of the container X.
Po napnutí padákových Šňůr a spojovacího popruhu χΐ je tahem raketového motoru i po odjiStění pojistky, např. niíové pojistky, vytržen z vnitřního kontejneru 10 vrchlík 6 padáku 2, který je současně jeStě tažen raketovým motorem 2 od letadla. Po otevření vrchlíku 6 a jeho oddělení od raketového motoru 2 pokračuje raketový motor 2 s vnitřním kontejnerem 10 a brzdicím padáčkem po balistic ké dráze a snese se k zemi na brzdicím padáČku.After tensioning the parachute lines and the connecting strap χΐ, the canopy 6 of the parachute 2 is pulled out of the inner container 10 by the pulling of the rocket motor even after the release of the fuse, such as the low-profile fuse. After opening the canopy 6 and detaching it from the rocket motor 2, the rocket motor 2 with the inner container 10 and the braking parachute continues along the ballistic path and descends to the ground on the braking parachute.
Hlavní vrchlík & záchranného padáku 2 je otervřen v čase od 1 až 1,5 sekundy a to od doby odpálení raketového motoru 2» fcenuž odpovídá vzdálenost od letounu nejméně 16 až 21 metrů a to v závislosti na délce padákových Šňůr a popruhu· Výstřel raketového motoru 2 lze směrovat kterýmkoliv směrem, nejlépe vSak kolmo na podélnou osu letounu a to ve směru nahoru nebo mírně Šikmo dozadu, tj. proti směru pohybu letounu.The main canopy & rescue parachute 2 is worn from 1 to 1.5 seconds since the rocket engine fired 2 »at least 16 to 21 meters away from the aircraft depending on the length of the parachute lines and the strap · Rocket motor shot 2 can be directed in any direction, preferably perpendicular to the longitudinal axis of the airplane, either in an upward or slightly oblique rearward direction, ie against the direction of movement of the airplane.
Navrhovaný a uváděný způsob otevírání záchranného padáku v patřičné vzdálenosti od letadla je spolehlivější a rychlejSí, Je tím prakticky odstraněno nebezpečí styku padákových Šňůr a vrchlíku 8 letounem a to i v případě, že letoun při pádu rotuje. Vrchlík padáku se dostane do bezpečné vzdálenosti od letadla v kompaktním uzavřeném vnitřním kontejneru ve tvaru balíku válcového provedení. Rozbalení a otevření vrchlíku padáku nastává až v bezpečná vzdálenosti od letadla.The proposed and reported method of opening the rescue parachute at an appropriate distance from the aircraft is more reliable and faster. This virtually eliminates the risk of contact of the parachute lines and the canopy 8 with the aircraft, even if the aircraft rotates during a fall. The parachute canopy is at a safe distance from the aircraft in a compact closed inner container in the form of a cylindrical package. Unpacking and opening the parachute canopy occurs at a safe distance from the aircraft.
Při výstřelu raketového motoru vzhůru a při rychlosti letounu cca 80 km/hod v hrn»!gnntálním letu, áe možno garantovat již od výSky 30 metrů nad nejvyšěím bodem terénu záchranu, záchranný systém je možno déle použít jako účinný prostředek při nouzovém přistání do terénu, který nemá vhodný povrch pro přistání letounu bez jeho poškození. V tomto případě je možno aktivovat padákový záchranný systém ve výšce 2 až 3 metry nad vrcholem terénu při vodorovném letu a při přistávací rychlosti letounu. Dojde k zabrzdění letu letounu a k jeho propadnutí z minimální výšky. Poškození letounu je minimální .When a rocket engine is fired upwards and at an airplane speed of approximately 80 km / h in a pot flight, it is possible to guarantee a rescue from a height of 30 meters above the highest point of the terrain, the rescue system can be used as an effective means of emergency landing. which does not have a suitable landing surface for the airplane without damaging it. In this case, it is possible to activate the parachute rescue system at a height of 2 to 3 meters above the top of the terrain in horizontal flight and at the landing speed of the airplane. The aircraft will be stuck and the aircraft will sink from the minimum height. Aircraft damage is minimal.
Přiklad 1Example 1
Padákový záchranný systém byl použit na ultralehkém letadle ó hmotnosti 450 kg, rychlosti letadla 120 km/hod, výšce 100 m nad terénem a při rychlosti bočního větru 5 m/sec. Eaketový motor mši tah 700 N a jeho směr letu byl zvolen kolmo vzhůru na horizont. Použitý padák s vrchlíkem E-120 mši plochu 115 m^, hmotnost padáku činila 8,6 kg.The parachute rescue system was used on an ultralight aircraft with a weight of 450 kg, an aircraft speed of 120 km / h, a height of 100 m above the ground and a crosswind speed of 5 m / sec. The Eaket engine has a thrust of 700 N and its direction of flight was chosen perpendicular to the horizon. The parachute used with the E-120 canopy has an area of 115 m ^, the weight of the parachute was 8.6 kg.
Po startu raketového motoru došlo k řízenému vytažení vnitřního kontejneru s vrchlíkem padáku z kontejneru záchranného systému na výšku 13 m, kde došlo ke stažení vnitřního kontejneru s vrchlíku padáku a během dalšího letu raketového motoru k roztažení a otevření vrchlíku. Raketový motor s vnitřním kontejnerem a jistícím padéčkem pokračoval v letu další cca 4 až 5 m, kde dohořel a po balistické dráze přešel do klesání.After the launch of the rocket engine, the inner container with the parachute canopy was pulled from the rescue system container to a height of 13 m, where the inner container with the parachute canopy was withdrawn and during the next rocket engine flight the canopy was opened and opened. The rocket engine with an inner container and belaying parachute continued in flight for about another 4 to 5 m, where it burned down and went down the ballistic path.
V té době byl již vrchlík hlavního záchranného padáku naplněn vzduchem a letadlo i s posádkou klesalo k zemi rych lostí 5)3 m/sec. Při styku letadla se zemí došlo k jeho minimálnímu poškození· Celý systém prokázal bezchybnou funkčnost.At that time, the canopy of the main rescue parachute was already filled with air and the aircraft and the crew dropped to the ground at a speed of 5) 3 m / sec. There was minimal damage to the aircraft from ground contact. · The whole system proved to be faultless.
Příklad 2Example 2
Padákový Záchranný systém byl podroben testovací zkoušce, při níž byl raketový motor odpálen v úhlu 45° ve směru jízdy automobilu, jedoucího rychlostí 100 km/ /hod, boční vítr vál rychlostí 3 m/sec. Záchranný systém byl umístěn na automobilu, na jehož plošině byla současně umístěna zátěž o hmotnosti 200 kg, spojená se spojovacím popruhem padáku. Zátěž mohla bezpečně při otevření vrchlíku záchranného padáku tahem vrchlíku sklouznout z plošiny. Celý procea proběhl před vozidlem, vybalení vrchlíku padáku a jeho otevření proběhlo rovněž bez závad. Záchranný padák dopadl k zemi za vozidlem, která jej podjelo. Raketový motor i s vnitřním kontejnerem dopadl po otevření brzdnáho padáčku bezpečně na zem. Systém pracoval bez závad. Při táto testovací zkouěce záchranný systém prokázal možnost a spolehlivost výstřelu raketového motoru i ve směru jízdy resp. ve směru letu letadla.The parachute rescue system was tested in which the rocket engine was fired at an angle of 45 ° in the direction of travel of the car, moving at 100 km / h, side wind blowing at 3 m / sec. The rescue system was placed on an automobile with a 200 kg load attached to the parachute coupling strap. The load could safely slip off the platform when the canopy was opened by pulling the canopy. The whole process took place in front of the vehicle, unpacking the parachute canopy and its opening was also without any defects. The rescue parachute fell to the ground behind the vehicle that had passed it. The rocket engine and the inner container fell safely to the ground after opening the brake parachute. The system worked without faults. During this test, the rescue system showed the possibility and reliability of rocket engine shot in the direction of travel respectively. in the direction of flight of the aircraft.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ941859A CZ285318B6 (en) | 1994-08-03 | 1994-08-03 | Parachute safeguarding system, particularly for ultra-light airplanes, rogallo wings and motor three-wheelers |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CZ941859A CZ285318B6 (en) | 1994-08-03 | 1994-08-03 | Parachute safeguarding system, particularly for ultra-light airplanes, rogallo wings and motor three-wheelers |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CZ185994A3 true CZ185994A3 (en) | 1996-02-14 |
| CZ285318B6 CZ285318B6 (en) | 1999-07-14 |
Family
ID=5463934
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CZ941859A CZ285318B6 (en) | 1994-08-03 | 1994-08-03 | Parachute safeguarding system, particularly for ultra-light airplanes, rogallo wings and motor three-wheelers |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CZ (1) | CZ285318B6 (en) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2838793B1 (en) | 2012-04-16 | 2018-10-17 | Stratos 07 s.r.o. | Parachute rescue system |
| EP3378773B1 (en) | 2017-03-21 | 2021-11-03 | FLARIS Spolka z ograniczona odpowiedzialnoscia | Parachute rescue system |
-
1994
- 1994-08-03 CZ CZ941859A patent/CZ285318B6/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CZ285318B6 (en) | 1999-07-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8864069B2 (en) | Launch and recovery system for unmanned aerial vehicles | |
| US7946530B1 (en) | Modular adaptive configured helicopter | |
| US7458544B1 (en) | Method and apparatus for dropping a launch vehicle from beneath an airplane | |
| EP1280699A1 (en) | An aircraft with a detachable passenger escape cabin and an aircraft with airbags | |
| IL147785A (en) | Launch and recovery system for unmanned aerial vehicles | |
| US4639229A (en) | Survival kit air deployable apparatus and method | |
| JPS59227597A (en) | Capsule and rocket bailout device | |
| US3642236A (en) | G-field parachute recovery apparatus and method | |
| KR20120048807A (en) | Safety landing system for small and super light aircraft | |
| US3847329A (en) | Rocket escape apparatus | |
| RU2327608C1 (en) | System of recovering aircraft from spin | |
| US20050087652A1 (en) | Emergency parachute system for helicopters | |
| US3064568A (en) | Stabilized line dispensing device | |
| CZ185994A3 (en) | Parachute safeguarding system system, particularly for ultra-light airplanes, rogallo wings and motor three-wheelers | |
| RU2021164C1 (en) | Airbus | |
| US3756546A (en) | Aircrew escape system | |
| US11794910B2 (en) | Emergency parachute system for rescue of persons, or of manned or unmanned aerial vehicles | |
| CZ2863U1 (en) | Parachute salvage system, particularly for ultralight airplanes, Rogallo wings and engine-driven three-wheelers | |
| US3807671A (en) | Escape and recovery system | |
| US20210053690A1 (en) | Vehicle recovery system | |
| RU2819466C1 (en) | Parachute rescue system for light multipurpose aircraft | |
| GB2221199A (en) | Escape unit for the crew members of a space craft | |
| RU2807767C1 (en) | Aircraft high-speed parachute rescue system | |
| RU2123458C1 (en) | Flying vehicle spin-recovery system | |
| RU20754U1 (en) | AIRCRAFT RESCUE SYSTEM |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| IF00 | In force as of 2000-06-30 in czech republic | ||
| MM4A | Patent lapsed due to non-payment of fee |
Effective date: 20010803 |