KR100627446B1

KR100627446B1 - An aircraft with a detachable passenger escape cabin

Info

Publication number: KR100627446B1
Application number: KR1020027013059A
Authority: KR
Inventors: 파브로스 지안나코폴로스
Original assignee: 파브로스 지안나코폴로스
Priority date: 2000-03-31
Filing date: 2000-11-23
Publication date: 2006-09-22
Also published as: IL151577A; AU2001214072B2; KR20020093874A

Abstract

The present invention relates to an airplane having a separate cabin (1) for rescue passengers when the plane suddenly descends due to a failure or fire. The cabin escapes by a smooth or rapid release and slowly descends to the ground with the aid of parachutes 13 and 14, and when it hits the ground or the sea, the airbag attached to the bottom expands to absorb the impact applied during the collision. do. In addition, the airbag boxes 72a to 72c of the present invention are mounted on the conventional aircraft 70 in which the parachute device 71 is already installed to absorb energy generated by collision with the ground during sudden descent. do.

Escape cabin, detachable joint, fuselage, airbag box, opening

Description

An aircraft with a detachable passenger escape cabin

본 발명은 비행기 비상 장치 분야에 관한 것으로, 특히 신속히 해제되는 커넥터 세트를 통해 비행기의 동체에 장착되고 낙하산과 에어백을 구비하는 동시에 지면으로 떨어지는 비행기의 나머지 부분으로부터의 수직 상방 분리를 보장하는 자율 기구를 구비하는 분리형 승객 탈출 캐빈을 포함하는 비행기에 관한 것이다. TECHNICAL FIELD The present invention relates to the field of aircraft emergency devices, and in particular to an autonomous mechanism which is mounted on the body of an airplane via a quick release connector set and which has a parachute and airbag and at the same time ensures vertical upward separation from the rest of the plane falling to the ground. The present invention relates to an airplane including a detachable passenger escape cabin provided.

비행기 비상 장치의 다양한 장치가 종래에 공지되어 있는 바, 이들은 작동불능, 화재 및 폭발 위험에 직면한 비행기내의 승객과 승무원의 생명을 구조하는 것을 목적으로 하고 있다.
비행기 비상 착륙을 위해 펼쳐지는 낙하산/에어백의 조합은 공지되어 있다. 미국 특허 제 5,836,544호, 제 5,944,282호 및 독일 특허 제 43 20 470호 또는 제 195 07 069호가 종래기술의 예로서, 이들 문헌에는 지면으로의 스무스한 하강을 보장하고 지면에 충돌시 생성되는 힘을 최대한 감쇠하기 위해 적절히 펼쳐지는 낙하산 장치가 에어백 장치와 조합하여 사용된다.
Aviation Week & Space Technology (135-1991-December 16/23, No. 24/25, New York, US)에서 발간된 논문에서 USAF(US Air Force)는 F-111 승무원 탈출 모듈용의 신규 낙하산/에어백 시스템을 평가하였으며 승무원의 부상율을 낮추기 위해 낙하산으로 탈출 모듈의 낙하속도를 감소시키고 에어백으로 침몰속도(sink rate)를 제어하는 방향으로의 연구를 공개하였다.
더우기, 낙하산/에어백 장치는 미국 특허 제 4,306,693호에 제안된 제티스너블(jetisonable) 비행기 연료 탱크 수단과 같은 비행기 장치의 선택된 부분들의 비상 착륙을 위해 펼쳐져왔다.
그러한 낙하산/에어백 장치가 비행기에 사용될 때 얻어지는 안전의 증대에도 불구하고 위험은 여전히 남아있는데 그 이유는 승객들과 승무원들이, 작동불능에 의해 그리고 비행기가 연료 또는 기타 연소물질을 구비하고 있다는 사실로 인해 비상 착륙 과정 및 지면 충돌시에 상당한 폭발 위험을 안고 있는 비행기와 함께 어렵고도 위험한 비상 비행을 수행해야 하기 때문이다. 더욱이 낙하산/에어백 시스템의 업무는 보다 어렵게 이루어지는데 그 이유는 이것이 비행체의 과도한 로드와 엔진 및 그러한 비상 조건하에서 주의를 요하는 공수화물을 다루어야 하기 때문이다.
이러한 결점들을 해소하기 위해, 해결책이 제안되었는 바, 이는 비행기의 세그먼트들을 비행체로부터 분리가능하게 장착하므로써 이것들이 비상시에 비행기로부터 분리되어 비행기의 승객들을 지면으로 안전하게 대피시키는 방법이다.
미국 특허 제 5,356,097호와 제 5,568,903호, FR-855 642호 및 DE-198 47 546호는 종래기술의 예를 제안하며, 여기에서는 비상 사태가 발생했을 때 승객 및/또는 승무원을 안전하게 지면으로 착륙시킬 수 있도록 비행기가 여러 부분으로 분할될 수 있다. 특히, DE-198 47 546호는 비행기가 길이방향으로 앞부분과 뒷부분으로 분할되는 것을 제안하고 있으며, 여기에서는 비상 상태 하에서 승객과 승무원이 앞부분으로 이동하고 이어서 이 앞부분이 화물과 연료를 수송하는 뒷부분으로부터 횡방향으로 절단된다. 이어서 앞부분은 공기보다 가벼운 기체로 팽창된 풍선의 펼쳐짐에 의해 지면으로 하강되고 뒷부분은 한쌍의 낙하산에 의해 지면으로 하강된다.
상기 DE-198 47 546에서는 비행기의 횡방향 분할이 제안되었으나, 미국 특허 제 5,356,097호와 5,568,903호 및 FR-855 642호는 낙하산의 도움으로 지면으로 하강되는 비행기의 종방향으로 분리가능한 부분들의 다양한 배치를 제안하고 있다.
미국 특허 제 5,356,097호를 제외하고, 이들 문헌은 에어백 충격 흡수 수단의 이용을 개시하고 있지 않다. 이들 모든 문헌에서, 분리가능한 비행기 부분들은 동체의 적절한 레일이나 트랙에 활주가능하게 연결되어 있고 분리될 때는 비행기의 꼬리 부분(미익부)을 따라서 이동된다.
이러한 형태의 구조가 갖는 문제는 비행기의 나머지 부분으로부터의 분리가, 상기 분리가능한 부분이 동체로부터 미끄러져 분리(slide off)되기에 필요한 특정 기간이내에 발생한다는 것이며, 미끄럼 분리이후라도 상기 분리된 부분은 비행기의 나머지 부분의 근처에서 추가적 기간동안 잔류할 수 있으며 따라서 폭발이 일어날 수 있는 데 이는 그러한 상황에서는 언제든 가능한 일이다. 또한 분리된 부분에 꼬리부분이 포함되는 것은 불필요한 과도한 로드(load)를 형성하며 낙하산의 펼침에 있어 문제를 야기하고 조종실의 배제는 분리 부분이 제어 장치 및 기구 없이 중요한 비행을 하게 만든다. Various arrangements of aircraft emergency devices are known in the art, which aim to save the lives of passengers and crew members in the plane in the face of inoperability, fire and explosion hazards.
Combinations of parachutes / airbags that are deployed for airplane emergency landings are known. US Pat. Nos. 5,836,544, 5,944,282 and German Patent No. 43 20 470 or 195 07 069 are examples of the prior art, which documents these examples to ensure a smooth descent to the ground and to maximize the force generated upon collision with the ground. An appropriately deployed parachute device for damping is used in combination with the airbag device.
In a paper published by Aviation Week & Space Technology (135-1991-December 16/23, No. 24/25, New York, US), US Air Force (USAF) is a new parachute / airbag for the F-111 crew escape module. The system was evaluated and research was conducted to reduce the drop rate of the escape module with a parachute and to control the sink rate with airbags to reduce the crew injury rate.
Moreover, parachute / airbag devices have been deployed for emergency landing of selected parts of the aircraft device, such as jetisonable airplane fuel tank means proposed in US Pat. No. 4,306,693.
In spite of the increased safety achieved when such parachute / airbag devices are used on an airplane, the risk remains because passengers and crew members are inoperable and due to the fact that the aircraft is equipped with fuel or other combustion materials. This is because difficult and dangerous emergency flights must be carried out with the plane, which carries a significant risk of explosion during the emergency landing process and ground collision. Moreover, the task of parachute / airbag systems is made more difficult because it must deal with excessive loads of engines and engines and air cargo that requires attention under such emergency conditions.
To address these shortcomings, a solution has been proposed, in which the segments of the plane are detachably mounted from the vehicle so that they can be separated from the plane in an emergency and safely evacuate the passengers of the plane to the ground.
U.S. Pat.Nos. 5,356,097 and 5,568,903, FR-855 642 and DE-198 47 546 provide examples of the prior art, in which passengers and / or crews can safely land on the ground in the event of an emergency. The plane can be divided into several parts. In particular, DE-198 47 546 proposes that the plane be divided into a front and a rear part in the longitudinal direction, in which the passenger and the crew move forward in an emergency and then from the rear part carrying cargo and fuel. It is cut in the transverse direction. The front part is then lowered to the ground by the unfolding of the balloon inflated with a gas lighter than air and the rear part is lowered to the ground by a pair of parachutes.
In DE-198 47 546, the transverse splitting of the plane was proposed, but US Pat. Nos. 5,356,097 and 5,568,903 and FR-855 642 have various arrangements of longitudinally separable parts of the plane descending to the ground with the aid of a parachute. Is proposing.
Except for US Pat. No. 5,356,097, these documents do not disclose the use of airbag shock absorbing means. In all of these documents, the detachable plane portions are slidably connected to the appropriate rails or tracks of the fuselage and are moved along the tail portion (wing) of the plane when detached.
The problem with this type of structure is that separation from the rest of the plane occurs within a certain period of time necessary for the detachable part to slide off the fuselage, and even after sliding separation, It may remain in the vicinity of the rest of the plane for an additional period of time and thus an explosion may occur, which is possible at any time in such a situation. The inclusion of the tail in the separate part also creates unnecessary excessive loads and causes problems in the unfolding of the parachute, and the exclusion of the cockpit allows the separate part to make an important flight without controls and instruments.

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따라서 본 발명의 목적은, 비행기의 동체를 따라서 종방향으로 연장되고, 조종실을 포함하지만 꼬리부는 배제하고 분리가 수직 상방으로 이루어져 화재나 폭발의 위험이 상존하는 비행기 잔여부로부터의 즉각적인 이탈을 가능케 하는, 분리형 승객 탈출 캐빈을 구비한 비행기를 제공하므로써 종래기술에서의 문제점들을 해소하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 지면으로의 낙하를 제어하기 위한 낙하산과 에어백을 구비하고 발진 사출장치 및 로켓 모터의 자율 기구를 구비하는 분리형 캐빈을 제안하는 것이며, 여기서 상기 자율 기구는 분리 속도를 증가시키므로써 비행기 잔여부로부터의 분리부의 거리를 신속히 증대시키도록 선택적으로 사용될 수 있다.
본 발명의 다른 목적은 분리형 승객 탈출 캐빈과 비행기 동체 사이에 신속히 분리되는 커넥터 세트의 다양한 실시예를 제공하여 신속한 분리의 달성 가능성을 증대시키는 것이다.
유압식, 공압식(pneumatic) 또는 추진식 작동 기구를 수용하는 커넥터의 동력식 해제에 관한 종래의 장치들이 GB-2 237 839호, US-5,755,407호 또는 US-6,029,932호에 개시되어 있다. 그러나 이들 문헌의 공개 내용에는 본 발명에서 제안된 기구의 특징이 포함되어 있지 않다.
본 발명의 상기 및 기타 목적, 장점 및 특징은 양호한 실시예의 상세한 설명에서 개시될 것이다. It is therefore an object of the present invention to extend longitudinally along the fuselage of the plane, to include a cockpit but exclude the tail and to be vertically separated to allow immediate departure from the remainder of the plane where there is a risk of fire or explosion. In order to solve the problems of the prior art, by providing a plane having a separate passenger escape cabin.
Another object of the present invention is to propose a separate cabin having a parachute and an air bag for controlling the fall to the ground and having an autonomous mechanism of the oscillation injection device and a rocket motor, wherein the autonomous mechanism increases the separation speed. It can optionally be used to quickly increase the distance of the separator from the airplane remainder.
Another object of the present invention is to provide various embodiments of a set of connectors that are quickly disconnected between the detachable passenger escape cabin and the aircraft fuselage to increase the likelihood of rapid detachment.
Conventional devices relating to the power release of a connector for receiving hydraulic, pneumatic or propulsive actuation mechanisms are disclosed in GB-2 237 839, US-5,755,407 or US-6,029,932. However, the disclosure of these documents does not include the features of the mechanism proposed in the present invention.
These and other objects, advantages and features of the present invention will be disclosed in the detailed description of the preferred embodiments.

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본 발명은 양호한 실시예가 나타나 있는 첨부 도면을 참조로 하여 당업자에게 명백할 것이다.
도 1a는 적절한 비행 동작을 위한 최종 부착 이전의, 비행기의 동체로부터 분리되어 도시된 탈출 캐빈의 사시도.
도 1b는 적절한 비행 동작을 위한 최종 부착 이전의, 탈출 캐빈으로부터 분리되어 도시된 비행기 동체의 사시도.
도 1c는 신속히 해제되는 커넥터 세트에 의해 비행기의 동체에 부착되는 탈출 캐빈의 사시도로서, 비행기의 정상 비행 중에 적용될 수 있는 상태에서의 도시도.
도 1d는 낙하산에 의해 부양되어 외부 에어백이 작동한 상태에서의, 분리된 탈출 캐빈이 지면으로 낙하하는 도중의 사시도로서, 낙하산 보관 영역과, 소형 로켓과, 낙하산 케이블의 보관 공간 및 탈출 캐빈과의 연결점을 세부적으로 도시한 도면.
도 2a는 도 1c의 비행기가 하늘에서 떨어지는 도중에 그 낙하산 시스템이 펼쳐진 상태의 사시도.
도 2b는 탈출 캐빈이 동체로부터 분리되기 전에 비행기가 강제로 수평자세를 취하도록 그 주 낙하산이 완전히 펼쳐진 상태에서의, 도 2a의 비행기의 사시도.
도 2c는 동체로부터 분리되어 낙하산에 의해 부양된 상태의 도 2b에 도시된 비행기의 탈출 캐빈의 사시도.
도 2d는 탈출 캐빈으로부터 분리되어 급속한 자유 낙하중에 있는 도 2b에 도시된 비행기 동체의 사시도.
도 2e는 급강하 중에 있는 도 2d의 동체의 사시도.
도 2f는 지면에 충돌한 도 2e의 동체의 사시도.
도 2g는 낙하산에 의해 부양되어 적절한 속도로 하강하고 있는 도 2c의 탈출 캐빈의 사시도.
도 2h는 지면에 접근하고 있고 그 외부 에어백이 이미 작동하여 지면에 충돌하기 직전의 도 2g의 탈출 캐빈의 사시도.
도 2i는 지면에 충돌하는 시점에서 충돌에 의해 발생된 에너지를 에어백이 흡수하는 도 2h의 탈출 캐빈의 사시도.
도 3은 본 발명의 탈출 캐빈의 저면도로서, 캐빈의 플로어에서 외부에 특히 그 하부 외측에 수납되어 있는 신속 방출 장치를 자세히 도시하는 도면.
도 3a는 사출장치에 의해 비행기 동체로부터의 초기 방출 단계중에 있는 도 3의 탈출 캐빈의 사시도로서, 그 낙하산의 펼쳐짐의 초기 단계를 상세히 도시하는 도면.
도 3b는 동체로부터 신속히 방출된 후 로켓 모터의 작동에 의해 이루어지는 2차 방출 단계중에 있고 낙하산이 펼쳐져 있는 도 3a의 탈출 캐빈의 사시도.
도 3c는 동체로부터 이탈되어 있고 그 주 낙하산이 완전히 펼쳐져 캐빈을 지상으로 스무스하게 하강시키고 있는 최종 방출 단계중에 있는 도 3b의 탈출 캐빈의 사시도
도 4는 그 내부에 에어백 장치의 구성요소들이 구비된 에어백 상자의 단면 사시도
도 4a는 에어백이 작동하기 이전의 소켓에 수납된 에어백 장치와 나머지 신속 방출 장치를 구비한 본 발명의 탈출 캐빈의 저면도.
도 4b는 도 4a의 탈출 캐빈의 저면도로서, 에어백 장치가 완전히 펼쳐져 있고 에어백이 충돌 에너지를 흡수하도록 완전히 팽창된 상태의 도시도.
도 5는 비행기의 엔진 고장으로 인해 지면을 향한 하강이 시작된 광폭 제트 비행기의 평면도.
도 6a는 도 5의 제트 비행기의 측면도로서 지면을 향해 급강하중이고 낙하산 장치가 작동된 상태의 도면.
도 6b는 도 6a의 제트 비행기의 광폭 동체로부터 분리된 탈출 캐빈의 측면도로서, 캐빈이 완전히 펼쳐진 주 낙하산에 의해 부양되어 있는 상태의 도시도.
도 6c는 지면을 향해 자유롭게 급강하하기 시작한, 도 6a에 도시된 분리된 제트 비행기의 광폭 동체의 측면도.
도 7a는 본 발명의 신속히 해제되는 커넥터 각각에 사용되는 한쌍의 연결 부재의 단면 사시도로서, 추진 기구가 설치되는 공간을 상세히 도시한 도면.
도 7b는 본 발명의 신속히 해제되는 커넥터 각각에 사용되는 다른 연결 부재쌍의 단면 사시도로서, 그것이 구성하는 하우징을 상세히 도시하는 도면.
도 7c는 피스톤 및 스프링 캐치 수단과 같은 상기 연결 부재에 수용되는 구성요소들의 사시도.
도 7d는 도 7a 내지 도 7c에 도시된 본 발명의 신속히 해제되는 커넥터 각각에 사용되고 추진 기구에 의해 작동되는 조립된 연결 부재쌍의 단면도로서, 이들 연결 부재가 탈출 캐빈과 동체에 각각 연결되는 방법을 도시하는 도면.
도 7e는 도 7d에 도시된 기구의 단면도로서, 피스톤을 변위시키고 탈출 캐빈 및 동체의 구성요소들을 분리시키는 내부 봉입 재료의 폭발시의 단면도.
도 8a는 피스톤을 변위시키고 탈출 캐빈 및 동체 구성요소를 분리시키는 유압식 기구의 단면도로서, 그 작동 이전 상태의 도시도.
도 8b는 도 8a의 기구의 작동 후의 단면도.
도 9a는 피스톤을 변위시키고 탈출 캐빈 및 동체 구성요소를 분리시키는 공압식 기구의 단면도로서, 그 작동 이전 상태의 도시도.
도 9b는 도 9a의 기구의 작동 후의 단면도.
도 10a는 피스톤을 변위시키고 탈출 캐빈 및 동체 구성요소를 분리시키는 기계식 작동 기구의 단면도로서, 그 작동 이전 상태의 도시도.
도 10b는 도 10a의 기구의 작동 후의 단면도.
도 11은 수직 배치된 발진 사출장치의 전체 형상 사시도.
도 11a는 도 11에 도시된 수직 사출장치를 구성하는 신축적으로 협력하는 파이프쌍중 하나의 사시도.
도 11b는 도 11에 도시된 수직 사출장치를 구성하는 다른 신축적으로 협력하는 파이프쌍의 사시도.
도 11c는 도 11에 도시된 수직 사출장치를 구성하는 신축적으로 협력하는 파이프쌍중 하나의 사시도로서, 발진 사출장치내에 함유된 폭발 물질의 점화에 이어 수직으로 발진되는 파이프의 도시도.
도 11d는 도 11에 도시된 수직 사출장치를 구성하는 신축적으로 협력하는 파이프쌍중 다른 파이프쌍의 사시도로서, 도 11c의 파이프의 이동 방향과 반대되는 직선 방향으로 수직 발진되는 파이프의 도시도.
도 11e는 발진 사출장치의 전개에 의한 수직 방출 순간의 탈출 캐빈의 저면도.
도 11f는 방출 과정의 제 1 단계의 종료시점에서 신축적으로 협력하는 파이프쌍으로부터의 최종 분리 단계중에 있는 도 11e에 도시된 탈출 캐빈의 저면도.
도 11g는 방출 과정의 제 2 단계중에 있는 탈출 캐빈의 저면도로서 그 로켓 모터가 완전히 작동하고 있는 상태의 도시도.
도 11h는 로켓 모터 및 그것을 구성하는 요소들의 사시도. The invention will be apparent to those skilled in the art with reference to the accompanying drawings, in which preferred embodiments are shown.
1A is a perspective view of an escape cabin shown separately from the fuselage of an airplane prior to final attachment for proper flight operation;
1B is a perspective view of the aircraft fuselage shown separately from the escape cabin prior to final attachment for proper flight operation.
1C is a perspective view of an escape cabin attached to the fuselage of an airplane by a set of connectors quickly released, showing that it may be applied during normal flight of the airplane;
FIG. 1D is a perspective view of a detached escape cabin dropping to the ground in a state where an external air bag is supported by a parachute and operated with a parachute storage area, a small rocket, a storage space of a parachute cable, and an escape cabin; FIG. Detailed drawing of the connection point.
FIG. 2A is a perspective view of the parachute system deployed while the plane of FIG. 1C falls from the sky; FIG.
FIG. 2B is a perspective view of the plane of FIG. 2A with its main parachute fully deployed so that the plane is forced to take a horizontal position before the escape cabin is detached from the fuselage;
FIG. 2C is a perspective view of the escape cabin of the airplane shown in FIG. 2B with the parachute lifted away from the fuselage; FIG.
FIG. 2D is a perspective view of the aircraft fuselage shown in FIG. 2B being in rapid free fall away from the escape cabin; FIG.
FIG. 2E is a perspective view of the fuselage of FIG. 2D during a dive. FIG.
2F is a perspective view of the body of FIG. 2E impinging on the ground.
FIG. 2G is a perspective view of the escape cabin of FIG. 2C being lifted by a parachute and descending at an appropriate speed. FIG.
FIG. 2H is a perspective view of the escape cabin of FIG. 2G just before the ground air is approaching and its external airbag has already been activated and hit the ground.
FIG. 2I is a perspective view of the escape cabin of FIG. 2H in which the airbag absorbs energy generated by the impact at the point of impact on the ground; FIG.
3 is a bottom view of the escape cabin of the present invention, detailing the quick release device housed on the outside of the cabin, particularly on the bottom outside thereof;
3A is a perspective view of the escape cabin of FIG. 3 in the initial stage of ejection from the aircraft body by the injection device, detailing the initial stage of deployment of the parachute;
FIG. 3B is a perspective view of the escape cabin of FIG. 3A with the parachute unfolded during the secondary discharge phase, which is achieved by the operation of the rocket motor after rapid release from the fuselage;
FIG. 3C is a perspective view of the escape cabin of FIG. 3B being in the final release phase with the main chute fully deployed and smoothly lowering the cabin to the ground; FIG.
4 is a cross-sectional perspective view of an airbag box having the components of the airbag device therein;
FIG. 4A is a bottom view of the escape cabin of the present invention with an airbag device housed in a socket before the airbag is activated and the remaining rapid release device; FIG.
4B is a bottom view of the escape cabin of FIG. 4A, with the airbag device fully deployed and the airbag fully inflated to absorb impact energy.
5 is a plan view of a wide jet plane in which a descent into the ground has begun due to an engine failure of the plane.
FIG. 6A is a side view of the jet plane of FIG. 5, with a sharp dive toward the ground and a parachute operated; FIG.
FIG. 6B is a side view of the escape cabin separated from the wide fuselage of the jet plane of FIG. 6A, with the cabin fully supported by the main parachute deployed therein. FIG.
FIG. 6C is a side view of the wide fuselage of the separated jet plane shown in FIG. 6A, which begins to dive freely towards the ground. FIG.
7A is a cross-sectional perspective view of a pair of connecting members used for each of the quick release connectors of the present invention, showing in detail the space in which the propulsion mechanism is installed;
FIG. 7B is a cross-sectional perspective view of another pair of connecting members used in each of the quickly released connectors of the present invention, showing in detail the housing therein.
7c shows a perspective view of the components received in the connecting member, such as a piston and spring catching means;
FIG. 7D is a cross sectional view of an assembled pair of connecting members operated by a propulsion mechanism and used for each of the quick release connectors of the present invention shown in FIGS. 7A-7C, illustrating how these connecting members are respectively connected to the escape cabin and the fuselage; FIG. The figure which shows.
FIG. 7E is a cross sectional view of the instrument shown in FIG. 7D, in which the interior seal material explodes, displacing the piston and separating components of the escape cabin and fuselage; FIG.
8A is a cross-sectional view of the hydraulic mechanism for displacing the piston and separating the escape cabin and fuselage component, showing a state prior to its operation.
8B is a cross-sectional view after operation of the instrument of FIG. 8A.
FIG. 9A is a cross sectional view of the pneumatic mechanism for displacing the piston and separating the escape cabin and fuselage components, showing a state prior to its operation; FIG.
9B is a cross-sectional view after operation of the instrument of FIG. 9A.
10A is a cross-sectional view of the mechanical actuation mechanism for displacing the piston and separating the escape cabin and fuselage component, showing a state prior to its operation.
10B is a cross-sectional view after operation of the instrument of FIG. 10A.
Figure 11 is a perspective view of the overall shape of the oscillation injection device disposed vertically.
FIG. 11A is a perspective view of one of the flexible cooperating pipe pairs making up the vertical injection device shown in FIG.
FIG. 11B is a perspective view of another flexible cooperating pipe pair constituting the vertical injection device shown in FIG.
FIG. 11C is a perspective view of one of the flexible cooperating pipe pairs constituting the vertical injection device shown in FIG. 11, showing a pipe oscillating vertically following ignition of explosive material contained in the oscillation injection device. FIG.
FIG. 11D is a perspective view of another pipe pair among the elastically cooperating pipe pairs constituting the vertical injection apparatus shown in FIG. 11, showing a pipe vertically oscillated in a straight direction opposite to the moving direction of the pipe of FIG. 11C; FIG.
Fig. 11E is a bottom view of the escape cabin at the moment of vertical discharge by deployment of the oscillation injection device.
FIG. 11F is a bottom view of the escape cabin shown in FIG. 11E during the final stage of separation from the cooperating pipe pair at the end of the first stage of the discharge process; FIG.
FIG. 11G is a bottom view of the escape cabin during the second stage of the discharge process, with the rocket motor fully operational. FIG.
11H is a perspective view of the rocket motor and its components;

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첨부도면을 참조하여, 본 발명의 양호한 실시예를 기술한다.
본 발명의 제 1 실시예에 따르면, 도 1a에서 분리된 탈출 캐빈(cabin)으로 도시되어 있는, 탈출 캐빈(1)의 형태는, 길이 에지에 의해 라운딩된 종방향의 독립 격실(compartment)의 형태이며, 격실의 길이는 그 폭 및 길이보다 현저히 길고, 폭 비율은 2.5 : 1의 범위에 있다. 또한, 분리된 동체(4)는 도 1b에 도시되어 있고, 도 1c에서는 동체와 탈출 캐빈이 비행기(5)에 조립된 상태로 도시되어 있다.
탈출 캐빈(1)은 오늘날 사용되는 적절한 임의의 재료 또는 미래에 사용될 수 있는 적절한 기타 재료로 제조될 수 있는 중부하(heavy duty) 경량(light weighted) 구조물이며, 이는 비행기 동체(4)에 탈출 캐빈을 연결하기 위한 신속 해제되는 커넥터 세트뿐 아니라 낙하산, 사출장치, 로켓 모터 및 에어백으로 구성되는 장치를 구비한다.
탈출 캐빈(1)과 함께 장착되는 동체(4)의 강한 골조는 조종실(11)을 구비하지만 비행기의 꼬리부(4a)는 배제하고 비상 상태시에 수직 상방으로 분리되는 탈출 캐빈(1)을 수용하기 위한 개구(3)를 포함한다. 동체(4)의 개구(3)는, 탈출 캐빈(1)의 주위 돌출부(1a)(도 1a 및 도 3)가 동체(4)의 개구(3) 둘레 주위에서 대응 형상의 원주지지 기초부(3a)에 얹힐 때 대응하는 형상을 갖는 탈출 캐빈(1)과 매칭 접촉하도록 형상을 갖는다. 비행기의 동체(4)에 대한 탈출 캐빈(1)의 연결은 신속히 해제되는 커넥터 세트에 의해 이루어진다. 도 1c에는 조립된 상태의 최종 비행기(5)가 도시되어 있다. 동체(4)의 특수한 형상의 내부 중공 개구(3)는 탈출 캐빈(1)의 형상과 대응하는 형상, 즉 2.5: 1 의 길이대 폭 비율을 갖는 형상을 갖는다. 캐빈의 승객에게 필요한 안전을 제공하기 위해, 대응하는 도면들에 도시된 탈출 캐빈(1)은 투명 조종실 캐노피(canopy:덮개)(11a), 조종사용 시트, 계기 패널이 제공된 조종실(11)을 구비한, 도어와 현창(舷窓:porthole)을 갖는 콤팩트한 구조를 형성하며, 캐빈의 이탈시에 비행기(5)의 동체(4)와 연결되었던 모든 조종실 조인트 등은 분리된다.
탈출 캐빈(1)의 지붕(34)의 외부에 있는 적절한 지점에서 특히 수직 안정장치(4a)(도 1d 참조)에 가까운 뒷부분에는 구멍(32)이 형성되며, 이 구멍에는 탄도형 낙하산(13, 14) 및 상기 소형 낙하산(13)에 연결되는 낙하산 발진용 소형 로켓(35)이 보관된다. 특히, 도 2a에 도시되었듯이 주 낙하산(14)이 성공적으로 펼쳐지도록, 주 낙하산(14)을 잡아당기는 소형 낙하산(13)이 먼저 펼쳐져야 하는 바, 이는 소형 보조 낙하산(13)을 당기는 소형 로켓(35)을 먼저 발진시키므로써 달성된다
탈출 캐빈(1)은 그 지붕의 외부 지점(33a, 33b, 33c)에서 주 낙하산(14)의 케이블(36a, 36b, 36c) 장치에 의해 연결되며, 이들 케이블은 정상 환경에서는 캐빈의 지붕(34)의 특수 홈(34a)에 보관된다.
동체(4)의 개구(3)에 탈출 캐빈(1)을 단단히 연결하는데 사용되는 신속히 해제되는 커넥터 세트는, 그 원주 돌출부(1a)의 아래에 있는 탈출 캐빈(1) 지점의 원주 장치에 고정 장착되는 다수의 연결 부재(2)와, 탈출 캐빈(1)의 상기 연결 부재(2)와 매칭 접촉되도록 배치되는 동체(4) 지점의 원주 장치에 고정 장착되는 대응하는 다수의 연결 부재(6)를 포함한다. 각각의 연결 부재(2)쌍 사이에는 종방향으로 연장되는 챔버(29)가 형성되고, 챔버(29)내에는 스프링 캐치 수단(25a)을 지지하는 피스톤(25)이 제공되며, 상기 피스톤(25)과 관련 스프링 캐치 수단(25a)은 압축 스프링(25b)에 의해 연결 부재(2, 6)의 로크 상태로 압축되고, 비행기의 조종실(11)내에 배치된 작동 레버(10)의 조작을 통해서 기구가 작동되므로써 피스톤(25)이 압축 스프링(25b)의 압축 방향으로 챔버(29)내에서 직선 운동하게 되고 결국 스프링 캐치 수단(25a)이 해제되고 이어서 연결 부재(2, 6)가 결합해제되어 연결 부재(2, 6)가 대응하는 언로크 상태로 된다.
상기 연결 부재(6)는 하우징(6b)(도 7a)을 지지하며 동체(4)의 개구(3)내의 대응 지점에 영구적으로 고정된다. 더욱이, 동체(25a)와 스프링(25b)을 갖는 피스톤(25)이 도 7c에 도시되어 있다. 더욱 분석적으로, 동체(4)를 갖는 탈출 캐빈(1)의 연결 모드가 도 7d에 단면 도시되어 있으며, 여기서 연결 부재(2)는 탈출 캐빈(1)에 속하는 세그먼트(1b)에 고정 장착되는 것으로 도시되어 있고, 연결 부재(6)는 동체(4)에 속하는 개구(3) 주위에서 원주방향으로 연장되는 지지 기초부(3a)에 고정 장착되는 것으로 도시되어 있다. 챔버(29)내부의 피스톤(25)은 압축 스프링(25b)에 의해 두 부분을 단단히 연결 유지한다. 하우징(6b)에는 기폭부(27)와 폭발 물질(28)이 배치된다.
분리가능한 연결 부재(2, 6)의 분리는 추진식, 유압식, 공압식 또는 기계식으로 각각 작동되는 기구에 의해 여러 방식으로 달성되며, 사용되는 기구의 형태와 무관하게 이들은 극한의 순간에 조종사의 의지에 의해 조종실(11)내의 작동 레버(10)를 당기므로써 작동된다(도 1d).
본 발명의 일 실시예에 따르면, 도 7a 내지 7e에 도시되어 있듯이, 상기 챔버(29)내에서 피스톤(25)을 직선 운동시켜 연결 부재(2, 6)를 결합해제 및 언로크시키도록 작동되는 기구는, 챔버(29)의 단부에 있는 공동에 배치되고 연결 부재(2, 6)가 로크 상태로 될 때 그 위에 피스톤(25)이 얹히는 폭발 물질(28)과, 상기 폭발 물질(28)의 폭발을 촉발하여 피스톤(25)을 직선 운동시키고 상기 관련 스프링 캐치 수단(25a)을 분리하며 이어서 상기 연결 부재(2, 6)를 결합해제 및 언로크 상태로 만드는 기폭 장치(27)를 포함하는 추진 기구이다.
본 발명의 대체예에 따르면, 도 8a 및 8b 에 도시되어 있듯이, 상기 챔버(29)내에서 피스톤(25)을 직선 운동시켜 연결 부재(2, 6)를 결합해제 및 언로크시키도록 작동되는 기구는, 특수 유체(22)를 챔버(29)의 단부에 있는 공동으로 운반하고 상기 연결 부재(2, 6)가 로크 상태로 될 때 그 위에 피스톤(25)이 얹히는 파이프(23)를 포함하는 유압식 기구이며, 상기 유압식 기구는 상기 특수 유체(22)의 압력이 증대될 때 작동되어 피스톤(25)을 직선 운동시키고 상기 관련 스프링 캐치 수단(25a)을 분리하여 상기 연결 부재(2, 6)를 결합해제 및 언로크 상태로 만든다. 본 발명의 다른 대체예에 따르면, 도 9a 및 9b에 도시되어 있듯이, 상기 챔버(29)내에서 피스톤(25)을 직선 운동시켜 연결 부재(2, 6)를 결합해제 및 언로크시키도록 작동되는 기구는, 압축 공기(22a)를 챔버(29)의 단부에 있는 공동으로 운반하고 상기 연결 부재(2, 6)가 로크 상태로 될 때 그 위에 피스톤(25)이 얹히는 파이프(23a)를 포함하는 공압식 기구이며, 상기 공압식 기구는 상기 압축 공기(22a)의 압력이 조종실(11)내에 배치된 작동 레벨(10)의 조작을 통해 증대될 때 작동되어 피스톤(25)을 직선 운동시키고 상기 관련 스프링 캐치 수단(25a)을 분리하여 상기 연결 부재(2, 6)를 결합해제 및 언로크 상태로 만든다.
본 발명의 다른 대체예에 따르면, 도 10a 및 10b 에 도시되어 있듯이, 상기 챔버(29)내에서 피스톤(25)을 직선 운동시켜 연결 부재(2, 6)를 결합해제 및 언로크시키도록 작동되는 기구는, 피스톤(25)에 연결되는 와이어 로프(18)를 포함하는 기계식 작동 기구이다. 상기 기구는 조종실(11)내에 배치된 작동 레벨(10)의 조작을 통해 피스톤(25)상에 선형 견인이 가해질 때 작동되어 피스톤을 직선 운동시키고 상기 관련 스프링 캐치 수단(25a)을 분리하여 상기 연결 부재(2, 6)를 결합해제 및 언로크 상태로 만든다.
도 1a 및 1b에 도시되어 있듯이, 각각의 신속히 해제되는 커넥터 세트의 연결 부재(2, 6)는 대응하여 탈출 캐빈(1)의 둘레 주위 지점(2c)과 동체(4)의 개구(3)의 둘레 주위의 지점(6c)에 장착된다. 지점(2c, 6c)은 통상 네 개의 에지에서 각각 캐빈 및 동체의 길이 방향으로 배치된다.
승객 탈출 캐빈(10)의 분리를 위한 조건이 되면, 캐빈은 비행기가 수평자세를 취한 후 스무스한 분리를 통해서 또는 극한의 악조건이 발생할 경우에는 신속한 방출 과정을 통해서 분리될 수 있다.
다른 방식의 분리를 행하기 위해서는 탈출 캐빈(1)은 낙하산(13, 14) 장치 및 그 펼침 수단과, 에어백(38) 장치를 구비하며, 신속한 방출 과정을 위해서는 특히 탈출 캐빈(1)은 그 분리에 있어서 수직 상방으로의 이동 속도를 증대시키기 위해 발진 사출장치(80)와 로켓 모터(81) 장치를 구비한다.
다음으로 시간이 허락할 때 또는 절박한 화재 위험이 있지 않을 때 또는 급속 방출 탈출 시스템이 제공되어 있지 않을 때에도 비행기(1)로부터 캐빈(1)이 스무스하게 탈출되는 방법을 설명한다.
도 2a에서, 조종사가 소형 로켓(35)에 의해 이미 탄도식 낙하산 시스템(13, 14)을 작동시켜, 상기 소형 로켓(35)에 의해 당겨지는 소형 낙하산(13)의 도움으로 주 낙하산(14)이 펼쳐질 때, 비행기(5)는 지면을 향해 급강하하기 시작했다.
도 2b에서, 비행기는 완전히 펼쳐진 주 낙하산(14)에 의해 부양되므로 수평자세를 잡게 되고 동시에 분리형 조인트(2, 6)의 연결분리가 자동으로 시작된다.
참조되는 양호한 실시예의 비행기(5)는 여덟명의 승객을 나를 수 있는 경량의 여객기지만, 본 발명은 이러한 비행기 크기에 한정되지 않는다.
도 2c에서, 탈출 캐빈(1)은 이제 동체(4)로부터 분리되었으며 주 낙하산(14)에 의해 부양된채로 지면을 향해 하강한다.
도 2d에서 분리된 동체(4)는 지면을 향해 급속히 자유 하강한다.
도 2e에서 분리된 동체(4)는 계속 지면을 향해 급강하한다.
도 2f에서 분리된 동체(4)는 지면에 충돌하여 파괴된다.
도 2g에서 분리된 탈출 캐빈(1)은 천천히 낙하산(14)에 의해 부양된 채로 계속 하강한다.
도 2h에서 분리된 탈출 캐빈(1)은 지면에 접근하고 소정의 높이에서 센서(41)가 그 외부 에어백(38)을 작동시키므로써 지면(42)과의 충돌을 대비한다.
도 2i에서 분리된 탈출 캐빈(1)은 지면에 도달하여 충돌하며, 충돌시에 발생한 에너지의 일부를 에어백(38)이 흡수하므로써 캐빈에 앉아있는 승객들에 충돌의 충격이 가해지는 것을 방지한다.
이제 시간이 없거나 비행기가 폭발하려고 할 때 비행기(5)로부터 캐빈(1)이 신속히 방출되는 다른 방법을 설명한다.
수직 상방으로 방출되는 특징 구조를 갖는 탈출 캐빈(1)의 성공이, 추진 시스템의 효과적인 설계의 주제임은 명백하다. 그 이유는 적절한 수직 상방 이동을 위해서는 소요 파워가 발생되어야 하기 때문이다. 그러나 수직 방출은 충분한 상방 이동을 위한 안전 여유가 제공되도록 탈출 캐빈(1)의 중량(W)보다 큰 임펄스(I)의 발전을 요구한다. 개략적으로 특정 가속도 여유가 허용되려면 20% 범위의 초과 임펄스가 바람직하지만, 이는 발전된 에너지가 승객의 척주 등에 바람직하지 않은 고통을 주지 않도록, 특정한 높은 가속도값에 도달해서는 안된다. 이는 I/W 비율을 최소 1.2로 규정한다. 예를 들어 로켓의 경우에 발생할 때의 수직 임펄스 편향은 예를 들어 로켓의 경우에 발생하므로 탈출 캐빈(1)의 상승에 충분하지 않다.
초래되는 문제는, 임펄스가 탈출 캐빈(1)의 중력 중심에 정확히 적용되지 못한다는 사실에서 발생하는 토크의 밸런스에 관한 것이다.
이후 힘이 탈출 캐빈(1)의 뒷부분을 상승시키게 되면, 상기 힘은 앞부분에도 발생해야 할 것이다. 따라서 조종석(11)의 앞부분이 상방 또는 하방으로 이동하는 것에 제한이 없을 것이다. 즉 비행기의 피치(pitch)축에 관한 안정성이 확보된다.
그럼에도 불구하고, 종축 또는 롤(roll)축 주위로의 안정성 또한 확보되어야 한다. 따라서, 수직 상방 이동, 즉 방출의 가능성이 허용되도록 탈출 캐빈(1)의 중력중심의 전후좌우에서 적절한 힘이 가해져야 하다. 이들 힘이 생성되는 방식과 힘이 가해지는 방향에 기초하여 다양한 방법이 찾아질 수 있다. 사용될 시스템은 탈출 캐빈(1)의 중량 뿐 아니라 허용되는 최대 유효 공간을 제한하지 않도록 치수와 중량이 작아야 한다.
양호한 실시예에 따르면, 선형 가속을 수행하기 위한 추진 기구는 2단계로 작동하며, 발진 사출장치(80)의 두 개의 신축적으로 연결된 피스톤(30, 31)과 로켓 모터(81)의 카트리지 시스템으로 구성된다.
사출장치(80)와 로켓 모터(81)의 발진 시스템 및 탈출 캐빈상으로의 부착점이 도 3에 상세히 도시되어 있으며, 여기서 본 발명의 탈출 캐빈은 바닥에서 바라본 상태로 도시되어 있다.
보다 분석적으로, 도 11에 도시된 수직 배치된 발진 사출장치(80)는 탈출 캐빈(1)의 외측 플로어(도 3 참조)를 따라서 형성되는 네 코너부(1c)에서 수직 연장되는 개구(1d)에 수용된다.
사출장치(80)는 두 개의 파이프(30, 31)로 구성되며, 이들 파이프는 신축 피스톤처럼 작동하고 그중 하나가 다른 하나속에 배치된다. 도 11a에 도시하듯이, 파이프(30)는 상부 폐쇄 단부(30a)와 하부 개방 단부(30b)를 가지며, 전술한 바와 같이 탈출 캐빈(1)에 수직으로 보관된다. 다른 파이프(31)(도 11b)는 하부 폐쇄 단부(31a)와 상부 개방 단부(31b)를 구비하며, 이 개방 단부는 좁은 목부분(31c)의 단부로서 그 목적은 팽창중에 임펄스를 증대시키는 것이다. 상기 파이프(31)는 다른 파이프(30)보다 작은 직경을 가지며, 따라서 파이프(30)의 내부로 공차없이 삽입될 수 있다. 파이프(31)에는 소정 양의 폭발물이 충전되고, 이 폭발물은 폭발되면 두 파이프를 신축적으로 분리하는 바, 즉 승객 탈출 캐빈(1)의 발진 동작의 제 1 단계중에, 탈출 캐빈에 수납되어 있던 파이프(30)(도 11c)는 신축적으로 이탈되고 다른 파이프(31)로부터 선형으로 방출되므로써 동체(4)에 탈출 캐빈(1)의 지주를 형성한다.
도 11e 에서는 사출 장치의 발사에 의한 분리의 제 1 단계 과정 및 그 수직 방출 순간의 탈출 캐빈이 보다 분석적으로 저면도로 도시되어 있으며, 도 11f 에서는 도 11e의 탈출 캐빈이, 사출 장치(80)에 의해 이루어지는 방출의 제 1 단계의 종료시점에서 그리고 신축적으로 작동하는 피스톤(31)으로부터의 지주 장치의 분리의 최종 단계 과정에서 도시되어 있으며, 동시에 동체(4)로부터 캐빈의 분리의 제 2 단계가 시작되는 바, 이는 로켓 모터(81)의 장치에 의해 이루어지므로 동체(4)로부터 탈출 캐빈(1)이 신속하게 방출될 수 있고 비행기의 수직 안정부재(4a)에 그것이 충돌하는 것이 방지될 수 있다.
도 11h에는 다수의 카트리지 유닛(81a)과, 대응하는 다수의 노즐(81b)과, 점화 유닛(81c)으로 구성되는 로켓 모터(81)가 도시되어 있으며, 이는 도 3에 보다 상세히 도시되어 있는 바, 탈출 캐빈(1)의 플로어 외부의 양호한 지점에 장착된다.
도 11g에는 탈출 캐빈(1)이 비행기(4)로부터 신속하게 방출되는 과정의 제 2 단계가 저면도로 도시되어 있으며, 여기에서는 로켓 모터가 완전 작동 상태에 있다.
도 3a 내지 도 3c에는, 캐빈의 신속한 탈출 과정에 관한 본 발명의 적용예가 도시되어 있으며, 여기서 비행기(5)에서는 사출장치(80) 및 로켓 모터(81)와 같은 신속 방출 과정을 담당하는 시스템의 작동을 통해 캐빈의 신속 방출이 발생하는 순간에 비행기(5)의 승객 탈출 캐빈(1)이 동체(4)로부터 분리될 수 있음을 나타낸다.
도 3a 내지 3c 에는, 낙하산(13, 14)의 발진이 로켓(35)에 의해서 달성되며 또한 캐빈의 지면으로의 안전한 하강을 제공하는 낙하산(14)의 완전한 펼쳐짐에 의해 달성되는 것이 도시되어 있다. 보다 분석적으로 설명하면, 도 3a에는, 비행기(5) 동체(4)로부터의 탈출 캐빈(1)의 방출이, 발진 사출장치(80)를 점화하는 것에 의해서, 조종사가 조종실(11)에 있는 작동 레버(10)를 잡아당기는 순간에 이루어지고 또한 제 1 단계 중에 소형 로켓(35)이 낙하산(13, 14)을 그 보관 위치로부터 견인하므로써 이루어지는 것이 도시되어 있다.
전술한 것에 이어서, 도 3b는, 작동 레버(10)를 당긴 후 대략 0.40 초 지나서, 탈출 캐빈(1)이 이제 로켓 모터(81)의 도움으로 동체(4)의 안정화 날개(4a)에 부딪히지 않도록 수직 상방으로 이탈되고 있고 낙하산(13, 14)의 펼쳐짐이 또한 진행중임을 도시한다. 캐빈(1)의 신속한 방출 과정의 마지막 단계(도 3c)에서, 작동 레버(10)를 당긴 후 대략 2.90 초 지나서, 탈출 캐빈(1)은 주 낙하산(14)에 의해 부양되고 이제 동체(4)로부터 분리되어 있으므로 지면을 향해 천천히 하강하기 시작한다
본 발명의 다른 적용 분야에 관하여, 에어백 장치는 탈출 캐빈(1)의 플로어의 외부의 일체적인 구성요소로서 제안된다.
탈출 캐빈(1)이 지면에 충돌하기 전에 수분의 일초 이내에 팽창될 에어백은 운동 에너지를 흡수하므로써 거칠거나 날카로운 지면과 탈출 캐빈(1) 사이의 장벽으로서 작용할 것이다. 에어백은 탈출 캐빈의 플로어의 외부에 배치되며, 지면에 충돌하는 도중에 탈출 캐빈(1)내의 승객들을 보호하도록 설계되어 있다. 충돌 중에는, 소정 한계를 넘는 로드(load)가 승객의 척주에 가해지며, 이는 그들에게 복구할 수 없는 손상을 야기할 수 있다. 외부 에어백이 없다면 승객의 신체는 그 시트로부터 미끄러져 나가 부상당할 것이다. 에어백의 펼쳐짐의 초기 천분의 몇초 동안에 탈출 캐빈은 지면에 접근하며, 에어백이 충분히 팽창할 수 있는 충분한 공간이 확보되도록 지면으로부터 최단 거리 이격되어 있을 것이다.
탈출 캐빈(1) 외부 바닥면의 적절한 지점에 적절하게 장착되는 에어백 상자들은 승객의 수동적인 안전을 위한 효과적인 수단을 구성한다.
에어백이 지면으로부터 소정 이격 거리에서 그리고 충돌이 발생하기 전에 작동하도록, 적외선 방사선(41a)을 갖는 거리 검출 센서(41)가 에어백 상자(85)(도 4)에 설치되어 있으며, 이는 적외선이 이어지지 않는 지면으로부터의 거리를 계산하며, 이 데이타에 의해, 지면이 에어백 상자에 충분히 가까운지 그리고 이것이 지면에 대해 어떻게 가까운지에 대한 평가가 이루어진다.
보다 분석적으로, 도 3에서는, 본 발명의 탈출 캐빈(1)이 저면도로 도시되어 있는 바, 탈출 캐빈(1)의 바닥에 있는 에어백 상자(85)와 그 소켓 개구(37)가 상세히 도시되어 있다. 도 3에서 소켓 개구(37)의 일부는 에어백 상자가 그곳에 고정되기 이전의 상태로 도시되어 있으며, 나머지 개구들은 에어백 상자(85)를 이미 지지하고 있는 것으로 도시되어 있다. 소켓 개구(37)의 일부는 그것에 인접하여 사출 장치(80)가 상자처럼 수납되어 있으므로 다른 형상을 갖고 있다. 따라서, 탈출 캐빈(1)의 코너에 배치된 그러한 상이한 소켓 개구안에 수용될 에어백 상자(85)도 대응하여 다른 형상일 것이다.
도 4에서, 에어백 상자(85)는 에어백(38)을 수반하는 전체 장치를 구비하고 시장에서 독자적인 제품으로 판매될 수 있는 독자적인 구조를 구성하는 것으로 도시되어 있으며, 따라서 이미 사용되는 낙하산 장치를 구비하고 있지만 에어백 상자(85)와 같은 안전 부재는 구비하지 않은 종래의 비행기와 같은 비행기 캐리어 수단에 적응될 수 있다.
도 4에서, 에어백(38)은 적절히 접혀 그 상자(85)에 패킹되어 있는 것이 단면 도시되어 있다. 에어백의 기초부에는, 공지되어 있고 오늘날 사용되고 있으며 장래에 사용될 수 있는 프로페르골(propergol)이나 기타 적절한 고체 연료와 같은 적절한 화학 고체 연료 조제품(40)을 포함하는 보일러 기구(39)가 설치되어 있다.
보일러 기구(39)는 에어백에 의해 완전히 밀봉되어 있다. 탈출 캐빈(1)이 지면에 충돌이 임박한 경우에, 전자 거리 검출 센서(41)는 보일러 기구(39)의 중심에 놓이는 전기 접점을 작동시켜 프로페르골의 점화를 유도하며, 이는 35 ×10^-3초내에 연소하여 가스를 방출하고 이 가스는 지면에 접촉하기 직전에 에어백(38)을 급속히 팽창시켜서 충돌시 발생하는 충돌 에너지를 흡수할 수 있다. 충돌의 경우에, 에어백은 팽창하며, 탈출 캐빈(1)에 앉아 있는 승객들 또는 본 발명의 에어백을 구비한 종래의 다른 비행기(70)의 승객의 부상을 방지하기에 충분한 시간인 대략 150 내지 200 ×10^-3초 동안 그 상태를 유지될 것이다.
본 발명의 에어백(38)은 방수 특성을 가지며 그 안에 공기를 보유할 수 있도록 구멍이 없는 특수 직물로 제조되며, 또한 충돌 중에 발전되는 힘을 견뎌내도록 충분한 두께를 가져야 한다. 상기 직물은 또한 오늘날 시장에서 구할 수 있거나 미래에 구할 수 있는 임의의 다른 적절한 재료로 제조될 수 있다.
도 4a는 탈출 캐빈(1)을 아래에서 도시한 단면도로서, 에어백 상자(85)와 같은 모든 장치들이 대응하는 소켓 개구(37)에 배치되어 있으며 상기 에어백 상자가 거리 검출 센서(41)를 통해 작동하기 이전의 상태를 도시하고 있다.
도 4b에서는 도 4a에 도시된 탈출 캐빈이 저면도로 도시되어 있으며, 작동되고 있는 모든 에어백 상자(85)와, 완전히 펼쳐진 즉 팽창된 에어백(38)은, 완전히 펼쳐진 바로 그 순간에 지면과의 충돌중에 발생되는 충돌 에너지를 흡수할 준비가 되어있다.
도 5에 도시되어 있는 본 발명의 다른 대체예에 따르면, 광폭 경량 제트기(79)는 승객 탈출 캐빈(1)(도 6b)을 광폭 비행기(4)(도 6c)로부터 분리할 수 있도록 작동된다. 이 경우 분리는 캐빈(1)의 스무스한 탈출 방식 또는 캐빈(1)의 신속한 방출 방식으로 실행될 수 있다.
다음으로, 첨부도면을 참조하여 캐빈(1)의 원활한 분리 방법을 기술한다.
도 5에 평면 도시된 바와 같이 비행기(79)는 그 엔진의 고장으로 인해 실속되어 지면으로 급강하하게 된다.
측면도인 도 6a에서, 비행기(79)의 급강하는 증대되고 그 결과 비행기 조종사는 소형 로켓(35)을 발진시키므로써 탄도식 낙하산 시스템(13, 14)을 작동시키고 그 결과 소형 발진 로켓(35)에 의해 당겨지는 소형 로켓(13)이 펼쳐진다.
도 6b에서, 주 낙하산은 완전히 펼쳐져 있으며 따라서 비행기(79)는 수평자세를 취하게 되고 신속히 해제된 커넥터 세트의 연결 부재(2, 6)는 자동적으로 도 6b에 도시된 바와 같이 탈출 캐빈(1)을 도 6c에 도시된 동체(4)로부터 분리시키게 된다. 따라서 동체(4)가 지면으로 급속히 낙하하기 시작하고, 낙하산(14)에 의해 부양되는 탈출 캐빈(1)은 천천히 그리고 안전하게 지면으로 하강하며, 외부 플로어의 하부에 배치된 에어백 상자(85)에 의해 캐빈이 지면에 충돌할 때 발생하는 충돌 에너지가 흡수된다.
예로서 20석의 광폭 경량 제트기(79)는 승객 수송 능력이 보다 큰 다른 비행기를 나타내기도 한다.
탈출 캐빈(1)에 대해 최대한 가벼운 중량을 목표로 한다면, 탈출 캐빈은 알루미늄-리튬이나 플라스틱의 합금과 같은 복합 재료나 합금, 또는 오늘날 이미 사용되고 있는 다른 공지의 재료 및 미래에 사용될 수 있는 다른 재료로 구조되어야 한다.
또한, 상당히 높은 높이에서 발생하는 탈출의 경우에 승객의 생존을 위한 필수 안전 요소들이 구비될 것이며, 따라서 탈출 캐빈이 분리되는 도중에 압력 감소를 방지하기 위해 그 내부의 압축 공기가 잠시 유지될 수 있고 승객은 산소의 부족에 기인한 소위 "무산소증(hypoxia)"상태를 겪게 되어도 그 마스크를 착용할 최소한의 시간을 가질 수 있다.
또한, 탈출 캐빈(1)은 모든 승객과 승무원 시트를 포함할 수 있을 정도로 길으며, 또한 물에 착륙하는 경우에는 파도가 거칠어도 승객에게 필요한 안전을 제공하도록 부유(float)할 수 있도록 적절하게 설계되어야 한다.
분리가능한 승객 탈출 캐빈을 구비한 비행기에 관련된 본 발명의 실시예에 따른 도 1a, 도 1d, 도 3, 도 3a 내지 도 3c 및 도 6b에 도시된 탈출 캐빈은 소형의 경량 비행기(5)뿐 아니라 대형 비행기에도 적용될 수 있다. 또한, 본 발명은 탈출 캐빈(1)과 동체(4)의 설계가 수정된다면 훨씬 큰 점보 제트기에도 적용될 수 있다.
본원에서 주의해야 할 것은 본 발명의 설명이 비제한적인 예시 실시예를 참조하여 이루어졌다는 것이다. 따라서, 새로운 진보성을 포함하지 않고 이미 공지된 기술적 발전에 기여하지 않는 한, 분리형 탈출 캐빈을 구비한 비행기 또는 임의 형태의 종래 비행기에 적용될 수 있는 탈출 캐빈(1), 낙하산(13, 14), 사출 장치(80), 로켓 모터(81), 에어백 상자(85)의 구조 및 작동에 관하여 적용되는 도면, 크기, 배치, 재료, 구조 및 조립 구성요소, 기술에 대한 변경이나 수정은 본 발명의 목적 및 범위에 있어서 청구범위에 특정되는 것으로 간주된다. With reference to the accompanying drawings, preferred embodiments of the present invention are described.
According to a first embodiment of the invention, the shape of the escape cabin 1, shown as a separate escape cabin in FIG. 1A, is in the form of a longitudinal independent compartment rounded by a length edge. The length of the compartment is significantly longer than its width and length, and the width ratio is in the range of 2.5: 1. In addition, the separated body 4 is shown in FIG. 1B, in which the body and the escape cabin are shown assembled to the plane 5.
The escape cabin 1 is a heavy duty light weighted structure that can be made of any suitable material used today or any other material that may be used in the future, which is an escape cabin in the aircraft fuselage 4. It is equipped with a device consisting of a parachute, an injection device, a rocket motor and an air bag as well as a quick release connector set for connecting the connector.
The strong frame of the fuselage 4 mounted with the escape cabin 1 has a cockpit 11 but excludes the tail 4a of the plane and houses the escape cabin 1 which is separated vertically upwards in an emergency situation. Opening 3 for the purpose of operation. The opening 3 of the fuselage 4 has a circumferential support base 1a (FIGS. 1A and 3) of the escape cabin 1 around the periphery of the opening 3 of the fuselage 4. When mounted on 3a), it is shaped to make a matching contact with the escape cabin 1 having a corresponding shape. The connection of the escape cabin 1 to the fuselage 4 of the plane is made by a set of connectors which are quickly released. In figure 1c the final plane 5 is shown assembled. The special hollow inner hollow opening 3 of the body 4 has a shape corresponding to that of the escape cabin 1, that is, a shape having a length-to-width ratio of 2.5: 1. In order to provide the necessary safety for the passengers of the cabin, the escape cabin 1 shown in the corresponding figures has a transparent cockpit canopy 11a, a cockpit 11 and a cockpit 11 provided with an instrument panel. It forms a compact structure having doors and portholes, and all cockpit joints, etc., which were connected to the fuselage 4 of the plane 5 at the time of departure of the cabin, are separated.
At a suitable point on the outside of the roof 34 of the escape cabin 1, a hole 32 is formed, in particular in the rear, close to the vertical stabilizer 4a (see FIG. 1D), in which the ballistic parachute 13, 14) and the parachute oscillation small rocket 35 connected to the small parachute 13 is stored. In particular, the small parachute 13 that pulls the main parachute 14 must first be deployed so that the main parachute 14 can be successfully deployed, as shown in FIG. 2A, which is a small rocket pulling the small auxiliary parachute 13. Achieved by oscillating (35) first
The escape cabin 1 is connected by means of the cables 36a, 36b, 36c of the main parachute 14 at the outer points 33a, 33b, 33c of the roof thereof, which cables are in the normal condition the roof 34 of the cabin. ) Is stored in a special groove 34a.
The quick release connector set used to securely connect the escape cabin 1 to the opening 3 of the fuselage 4 is fixedly mounted to the circumferential device at the point of the escape cabin 1 below the circumferential protrusion 1a. A plurality of connecting members 2 which are fixed and mounted to the circumferential device at the point of the body 4 which is arranged to be in contact with the connecting member 2 of the escape cabin 1. Include. Between each pair of connecting members 2 a chamber 29 is formed which extends in the longitudinal direction, and in the chamber 29 a piston 25 for supporting the spring catching means 25a is provided, which is the piston 25 ) And the associated spring catching means 25a are compressed by the compression spring 25b into the locked state of the connecting members 2 and 6, and through the operation of the operating lever 10 disposed in the cockpit 11 of the airplane. The piston 25 is linearly moved in the chamber 29 in the compression direction of the compression spring 25b, and the spring catch means 25a is released, and then the connecting members 2 and 6 are disengaged and connected. The members 2 and 6 are brought into the corresponding unlock state.
The connecting member 6 supports the housing 6b (FIG. 7A) and is permanently fixed at the corresponding point in the opening 3 of the body 4. Moreover, a piston 25 having a body 25a and a spring 25b is shown in FIG. 7C. More analytically, the connection mode of the escape cabin 1 with the fuselage 4 is shown in cross section in FIG. 7d, where the connection member 2 is fixedly mounted to the segment 1b belonging to the escape cabin 1. It is shown that the connecting member 6 is fixedly mounted to a support base 3a which extends circumferentially around the opening 3 belonging to the body 4. The piston 25 in the chamber 29 holds the two parts firmly connected by the compression spring 25b. The detonator 27 and the explosive substance 28 are disposed in the housing 6b.
Separation of the detachable connecting members 2, 6 is achieved in several ways by means of mechanisms actuated individually by propulsion, hydraulic, pneumatic or mechanical, and regardless of the type of instrument used they are at the extreme moment by the will of the pilot. It is activated by pulling the operating lever 10 in the cockpit 11 (FIG. 1D).
According to one embodiment of the invention, as shown in FIGS. 7A-7E, the piston 25 is operated to disengage and unlock the connecting members 2, 6 by linearly moving the piston 25. The instrument is arranged in a cavity at the end of the chamber 29 and the explosive material 28 on which the piston 25 rests upon the connecting members 2, 6 being locked, and the explosive material 28 A detonator 27 which triggers the explosion of the piston 25 to linearly move the piston 25 and separate the associated spring catch means 25a and subsequently decouple and engage the connecting members 2, 6. It is a propulsion mechanism.
According to an alternative of the invention, as shown in FIGS. 8A and 8B, a mechanism is operable to disengage and unlock the connecting members 2, 6 by linearly moving the piston 25 in the chamber 29. Comprises a pipe 23 carrying a special fluid 22 into the cavity at the end of the chamber 29 and on which the piston 25 rests upon the connecting members 2, 6 being locked. It is a hydraulic mechanism, the hydraulic mechanism is operated when the pressure of the special fluid 22 is increased to linearly move the piston 25 and to separate the associated spring catch means (25a) to connect the connecting members (2, 6) Unlock and unlock. According to a further alternative of the invention, as shown in FIGS. 9A and 9B, the piston 25 is operated to disengage and unlock the connecting members 2, 6 by linearly moving the piston 25. The mechanism comprises a pipe 23a which carries compressed air 22a into the cavity at the end of the chamber 29 and on which the piston 25 is placed when the connecting members 2 and 6 are locked. Which is actuated when the pressure of the compressed air 22a is increased through manipulation of the operating level 10 disposed in the cockpit 11 to linearly move the piston 25 and to engage the associated spring. The catch means 25a are separated to disengage and unlock the connecting members 2 and 6.
According to another alternative of the present invention, as shown in FIGS. 10A and 10B, the piston 25 is operated to disengage and unlock the connecting members 2, 6 by linearly moving the piston 25. The mechanism is a mechanical actuation mechanism comprising a wire rope 18 connected to the piston 25. The mechanism is operated when a linear traction is applied on the piston 25 through manipulation of the operating level 10 disposed in the cockpit 11 to linearly move the piston and disconnect the associated spring catch means 25a to connect the connection. The members 2, 6 are disengaged and unlocked.
As shown in FIGS. 1A and 1B, the connecting members 2, 6 of each quickly released connector set correspond correspondingly to the circumferential point 2c of the escape cabin 1 and the opening 3 of the body 4. It is mounted at the point 6c around the circumference. Points 2c and 6c are usually arranged at four edges in the longitudinal direction of the cabin and the fuselage, respectively.
If the conditions for the separation of the passenger escape cabin 10, the cabin can be separated through a smooth separation after the plane takes a horizontal position or through a rapid release process in the event of extreme adverse conditions.
The escape cabin 1 has a parachute 13 and 14 device and its deployment means and an air bag 38 device for carrying out another manner of separation, especially for the quick release process the escape cabin 1 has to be separated. The oscillation injection device 80 and the rocket motor 81 are provided to increase the moving speed in the vertically upward direction.
The following describes how the cabin 1 escapes smoothly from the plane 1 when time permits, or when there is no imminent fire hazard or when no rapid release escape system is provided.
In FIG. 2A, the pilot has already operated the ballistic parachute system 13, 14 by means of a small rocket 35, with the aid of the small parachute 13 being pulled by the small rocket 35. As it unfolded, the plane 5 began to dive towards the ground.
In FIG. 2B, the plane is supported by the fully deployed main parachute 14 so that it is in a horizontal position and at the same time the disconnection of the detachable joints 2, 6 is automatically started.
The airplane 5 of the preferred embodiment referred to is a lightweight passenger aircraft capable of carrying eight passengers, but the present invention is not limited to this airplane size.
In FIG. 2C, the escape cabin 1 is now separated from the fuselage 4 and descends towards the ground while being supported by the main parachute 14.
The fuselage 4, separated in FIG. 2D, rapidly descends freely towards the ground.
The fuselage 4 separated in FIG. 2E continues to descend toward the ground.
The fuselage 4 separated in FIG. 2F collides with the ground and is destroyed.
The escape cabin 1, separated in FIG. 2G, continues to descend slowly while being supported by the parachute 14.
The escape cabin 1, separated in FIG. 2H, approaches the ground and prepares for collision with the ground 42 by the sensor 41 operating its external airbag 38 at a predetermined height.
The escape cabin 1 separated in FIG. 2i reaches the ground and collides, and the airbag 38 absorbs a portion of the energy generated during the collision to prevent the impact of the collision on the passengers sitting in the cabin.
Now another way is described where the cabin 1 is quickly released from the plane 5 when there is no time or when the plane is about to explode.
It is evident that the success of the escape cabin 1 with the feature structure discharged vertically upwards is the subject of effective design of the propulsion system. This is because required power must be generated for proper vertical upward movement. Vertical discharge, however, requires the development of an impulse I greater than the weight W of the escape cabin 1 so that a safety margin for sufficient upward movement is provided. In general, excess impulses in the 20% range are desirable to allow a certain acceleration margin, but this should not reach a certain high acceleration value so that the generated energy does not cause undesirable pain in the spine of the passengers or the like. This specifies an I / W ratio of at least 1.2. The vertical impulse deflection, for example in the case of a rocket, occurs in the case of a rocket, for example, and thus is not sufficient for the rise of the escape cabin 1.
The problem that results is with respect to the balance of torque arising from the fact that the impulse is not applied exactly to the center of gravity of the escape cabin 1.
If the force then raises the rear part of the escape cabin 1, the force will have to occur at the front part as well. Therefore, the front part of the cockpit 11 will not be limited to moving upward or downward. That is, stability with respect to the pitch axis of an airplane is ensured.
Nevertheless, stability around the longitudinal or roll axis must also be ensured. Therefore, an appropriate force must be applied at the front, rear, left, and right of the gravity center of the escape cabin 1 so that the possibility of vertical upward movement, that is, emission. Various methods can be found based on the manner in which these forces are generated and the direction in which the forces are applied. The system to be used must be small in size and weight so as not to limit the weight of the escape cabin 1 as well as the maximum effective space allowed.
According to a preferred embodiment, the propulsion mechanism for performing linear acceleration is operated in two stages, with two elastically connected pistons 30, 31 of the oscillation injection device 80 and a cartridge system of the rocket motor 81. It is composed.
The point of attachment of the injection device 80 and the rocket motor 81 onto the oscillation system and the escape cabin is shown in detail in FIG. 3, where the escape cabin of the present invention is shown from the bottom.
More analytically, the vertically arranged oscillation injection device 80 shown in FIG. 11 has an opening 1d extending vertically at four corner portions 1c formed along the outer floor of the escape cabin 1 (see FIG. 3). Is accommodated in.
The injection device 80 consists of two pipes 30, 31, which act like telescopic pistons, one of which is arranged in the other. As shown in FIG. 11A, the pipe 30 has an upper closed end 30a and a lower open end 30b and is stored perpendicular to the escape cabin 1 as described above. Another pipe 31 (FIG. 11B) has a lower closed end 31a and an upper open end 31b, which open end is the end of the narrow neck 31c whose purpose is to increase the impulse during expansion. . The pipe 31 has a smaller diameter than other pipes 30 and can thus be inserted without tolerance into the interior of the pipe 30. The pipe 31 is filled with a predetermined amount of explosives, and when the explosives explode, the two pipes are elastically separated, that is, during the first stage of the oscillation operation of the passenger escape cabin 1, which was stored in the escape cabin. The pipe 30 (FIG. 11C) is elastically separated and linearly discharged from the other pipe 31 to form the strut of the escape cabin 1 in the body 4.
In FIG. 11E, the first step of separation by firing of the injection device and the escape cabin at the instant of its vertical release are shown analytically in a bottom view, and in FIG. 11F the escape cabin of FIG. 11E is driven by the injection device 80. At the end of the first phase of the discharge that is made and in the final stage of the detachment of the strut device from the elastically actuated piston 31, a second phase of the detachment of the cabin from the fuselage 4 begins. As this is done by the device of the rocket motor 81, the escape cabin 1 can be quickly released from the fuselage 4 and it can be prevented from colliding with the vertical stabilizer 4a of the plane.
FIG. 11H shows a rocket motor 81 consisting of a plurality of cartridge units 81a, corresponding plurality of nozzles 81b, and an ignition unit 81c, which is shown in more detail in FIG. And a good point outside the floor of the escape cabin 1.
In Fig. 11g the second stage of the process of quickly exiting the escape cabin 1 from the plane 4 is shown in a bottom view, in which the rocket motor is in full operation.
3a to 3c, there is shown an application of the present invention to a rapid escape process of a cabin, where the plane 5 of the system responsible for the rapid release process, such as the injection device 80 and the rocket motor 81, is shown. Operation indicates that the passenger escape cabin 1 of the plane 5 can be detached from the fuselage 4 at the moment when a quick release of the cabin occurs.
3 a to 3c show that oscillation of the parachute 13, 14 is achieved by the rocket 35 and by the complete unfolding of the parachute 14, which provides a safe descent of the cabin to the ground. More analytically, in FIG. 3A, the release of the escape cabin 1 from the aircraft 5 fuselage 4 causes the pilot to operate in the cockpit 11 by igniting the oscillation injection device 80. It is shown at the moment of pulling the lever 10 and also by the small rocket 35 pulling the parachute 13, 14 out of its storage position during the first stage.
Following that, FIG. 3B shows that approximately 0.40 seconds after pulling the actuation lever 10, the escape cabin 1 is now not hit by the stabilization vanes 4a of the fuselage 4 with the help of the rocket motor 81. It is shown that it is deviating vertically upward and the unfolding of the parachute 13, 14 is also in progress. In the final stage of the rapid release process of the cabin 1 (FIG. 3C), approximately 2.90 seconds after pulling the actuating lever 10, the escape cabin 1 is supported by the main parachute 14 and now the fuselage 4 Separate slowly from the ground and begin to descend slowly towards the ground
With regard to another application of the invention, the airbag device is proposed as an integral component of the exterior of the floor of the escape cabin 1.
An airbag that will inflate within one second of a few minutes before the escape cabin 1 hits the ground will act as a barrier between the rough or sharp ground and the escape cabin 1 by absorbing kinetic energy. The airbag is disposed outside of the floor of the escape cabin and is designed to protect the passengers in the escape cabin 1 during collision with the ground. During a collision, loads exceeding certain limits are applied to the spinal column of the passengers, which can cause irreparable damage to them. Without an external airbag, the passenger's body would slide out of the seat and be injured. During the initial milliseconds of the airbag's deployment, the escape cabin will approach the ground and will be spaced the shortest distance from the ground to ensure sufficient space for the airbag to fully inflate.
Airbag boxes suitably mounted at appropriate points on the outer floor of the escape cabin 1 constitute an effective means for the passive safety of the passengers.
In order for the airbag to operate at a predetermined distance from the ground and before a collision occurs, a distance detection sensor 41 with infrared radiation 41a is installed in the airbag box 85 (Fig. 4), which does not lead to infrared radiation. The distance from the ground is calculated and from this data an assessment is made of how close the ground is to the airbag box and how close it is to the ground.
More analytically, in FIG. 3, the escape cabin 1 of the present invention is shown in a bottom view, detailing the airbag box 85 and its socket opening 37 at the bottom of the escape cabin 1. . In FIG. 3, a portion of the socket opening 37 is shown in a state before the airbag box is fixed there, and the remaining openings are shown as already supporting the airbag box 85. A part of the socket opening 37 has a different shape since the injection device 80 is stored like a box adjacent thereto. Thus, the airbag box 85 to be accommodated in such a different socket opening disposed at the corner of the escape cabin 1 will also have a correspondingly different shape.
In FIG. 4, the airbag box 85 is shown as having a complete structure with an airbag 38 and constructing a unique structure that can be sold as a unique product on the market, and thus with a parachute device already used. It can be adapted to an aircraft carrier means such as a conventional airplane but with no safety member such as an airbag box 85.
In FIG. 4, the airbag 38 is properly folded and packed in its box 85 is shown in cross section. At the base of the airbag is installed a boiler apparatus 39 comprising a suitable chemical solid fuel preparation 40, such as propergol or other suitable solid fuel, which is known, used today and may be used in the future. .
The boiler mechanism 39 is completely sealed by the airbag. In the event that the escape cabin 1 impinges on the ground, the electromagnetic distance detection sensor 41 activates the electrical contact centered on the boiler mechanism 39 to induce ignition of propergol, which is 35 × 10 ^{−. It} burns in ³ seconds and releases the gas, which can rapidly inflate the airbag 38 just before it comes into contact with the ground to absorb the collision energy generated in the collision. In the event of a collision, the airbag inflates and is approximately 150 to 200, which is a time sufficient to prevent injuries of passengers sitting in the escape cabin 1 or passengers of another conventional plane 70 equipped with the airbag of the present invention. It will stay that way for x10 ^-3 seconds.
The airbag 38 of the present invention is made of a special fabric that is waterproof and has no holes to retain air therein, and must also have a sufficient thickness to withstand the forces that develop during a collision. The fabric may also be made of any other suitable material available on the market today or in the future.
FIG. 4A is a cross-sectional view of the escape cabin 1 from below, in which all devices such as the airbag box 85 are arranged in the corresponding socket opening 37 and the airbag box is operated via a distance detection sensor 41. The state before the following is shown.
In FIG. 4B the escape cabin shown in FIG. 4A is shown in a bottom view, with all airbag boxes 85 in operation and fully deployed, ie inflated airbags 38 being in collision with the ground at the moment it is fully deployed. It is ready to absorb the generated collision energy.
According to another alternative of the invention shown in FIG. 5, the wide lightweight jet 79 is operated to separate the passenger escape cabin 1 (FIG. 6B) from the wide plane 4 (FIG. 6C). In this case the separation can be carried out in a smooth escape mode of the cabin 1 or in a quick release mode of the cabin 1.
Next, a smooth separation method of the cabin 1 is described with reference to the accompanying drawings.
As shown in the plane of FIG. 5, the plane 79 stalls and descends to the ground due to a failure of the engine.
In FIG. 6A, which is a side view, the descent of the airplane 79 is increased and as a result the airplane pilot launches the small rocket 35 to actuate the ballistic parachute systems 13 and 14 and as a result to the small launch rocket 35. The small rocket 13 pulled by is unfolded.
In FIG. 6B, the main parachute is fully extended so that the plane 79 is in a horizontal position and the connecting members 2, 6 of the quickly released connector set are automatically escaped cabin 1 as shown in FIG. 6B. Is separated from the fuselage 4 shown in FIG. 6C. Thus, the fuselage 4 begins to fall rapidly to the ground, and the escape cabin 1 supported by the parachute 14 descends to the ground slowly and safely, and by the airbag box 85 disposed below the outer floor. The collision energy generated when the cabin hits the ground is absorbed.
By way of example, the 20-seat wide lightweight jet 79 may represent another airplane with greater passenger capacity.
If the aim is to be as light as possible for the escape cabin 1, the escape cabin may be a composite or alloy such as an alloy of aluminum-lithium or plastic, or other known materials already in use today and other materials that may be used in the future. It must be rescued.
In addition, in the event of an escape occurring at a very high height, essential safety elements for the survival of the passenger will be provided, so that compressed air therein can be briefly maintained during the escape cabin disconnection to prevent a decrease in pressure. Even if you experience a so-called "hypoxia" condition due to lack of oxygen, you can have minimal time to wear the mask.
In addition, the escape cabin 1 is long enough to contain all passengers and crew seats, and is suitably designed to float to provide the passengers with the necessary safety even when the water is rough when landing in water. Should be.
The escape cabins shown in FIGS. 1A, 1D, 3, 3A-3C and 6B in accordance with an embodiment of the invention relating to an airplane with a detachable passenger escape cabin are not only a small lightweight airplane 5 It can also be applied to large airplanes. The invention is also applicable to much larger jumbo jets if the design of the escape cabin 1 and the fuselage 4 is modified.
It should be noted that the description herein has been made with reference to non-limiting exemplary embodiments. Thus, escape cabins 1, parachutes 13 and 14, injection, which can be applied to airplanes with separate escape cabins or to any type of conventional aircraft, without including new advances and contributing to already known technical developments Changes or modifications to the drawings, sizes, arrangements, materials, constructions and assembly components, techniques applied with respect to the construction and operation of the device 80, the rocket motor 81, the airbag box 85, are intended for the purpose of the present invention and It is considered in the scope to be specific to the claims.

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Claims

A plane having a separate passenger escape cabin (1),

The passenger escape cabin 1 extends longitudinally along the fuselage 4 of the plane 5 and includes a cockpit 11 and does not have a tail 4a and an opening 3 of the fuselage 4. The escape cabin is compact and can be separated vertically upwards through smooth separation or rapid release under extreme adverse conditions after the plane has taken a horizontal position in the event of an emergency, and the opening of the fuselage 4 3) matches the cab 1 of the corresponding shape when the circumferential protrusion 1a of the cabin 1 is placed on the circumferential support base 3a of the corresponding shape around the periphery of the opening 3 of the body 4. Shaped to be in contact, a quick release connector set is used to securely connect the cabin 1 on the opening 3 of the body 4, the quick release connector set having its circumferential protrusion of the cabin 1. (1a) a plurality of fixedly mounted to the circumferential device at the point below A connecting member (2) and a corresponding plurality of connecting members (6) fixedly mounted to the circumferential device at the point of the fuselage (4) arranged in matching contact with the connecting member (2) of the cabin (1), A chamber 29 extending in the longitudinal direction is formed between each of the pairs of connecting members 2, 6, the chamber 29 being provided with a piston 25 for supporting the spring catch means 25a. (25) and associated spring catching means (25a) are pressed by the compression spring (25b) to the locked position of the connecting members (2, 6), and the mechanism is operated by operating the operating lever disposed in the cockpit (11). So that the piston 25 linearly moves in the compression direction of the compression spring 25b in the chamber 29, whereby the spring catch means 25a is released, and then the connecting members 2, 6 are disengaged, This corresponds to the unlocked state of the connecting members 2, 6, the cabin 1 being further

Parachute (13, 14) device and its spreading means,

An airbag 38 device, and

An airplane with a separate passenger escape cabin, comprising an oscillation injection device (80) and a rocket motor (81) device for improving the vertical upward movement speed of the separate passenger escape cabin (1).

2. A mechanism according to claim 1, wherein the mechanism is operable to disengage and unlock the connecting members 2, 6 by linearly moving the piston 25 in the chamber 29. And explosive material 28 on which the piston 25 is placed when the connecting members 2 and 6 are locked, and triggers the explosion of the explosive material 28 to linearly move the piston 25. And a propulsion mechanism comprising a detonator 27 which decouples the associated spring catch means 25a and subsequently disengages and unlocks the connecting members 2, 6. .

A mechanism (10) according to claim 1, wherein the mechanism operable to linearly move the piston (25) in the chamber (29) to disengage and unlock the connecting members (2, 6). Is a hydraulic mechanism comprising a pipe 23 carrying into a cavity at the end of the rod and on which the piston 25 rests upon the connecting members 2, 6 being locked. A separate passenger, actuated when the pressure of the 22 increases, to linearly move the piston 25 and detach the associated spring catch means 25a to disengage and unlock the connecting members 2 and 6. Airplane with escape cabin.

2. A mechanism (1) according to claim 1, wherein the mechanism operable to linearly move the piston (25) in the chamber (29) to disengage and unlock the connecting members (2, 6). Is a pneumatic mechanism comprising a pipe 23a which is carried in a cavity at the end of the rod and on which the piston 25 rests upon the connecting members 2, 6 being locked. When the pressure of 22a is increased through manipulation of the operating level 10 disposed in the cockpit 11, it is activated to linearly move the piston 25 and separate the associated spring catching means 25a so that the connecting member 2 , 6) an airplane having a separate passenger escape cabin, which decouples and unlocks it.

2. The wire rope of claim 1, wherein the mechanism actuated to linearly move the piston 25 in the chamber 29 to disengage and unlock the connecting members 2, 6, is connected to the piston 25. A mechanical actuation mechanism comprising 18, which actuates when a linear traction is applied on the piston 25 through manipulation of an actuation level 10 disposed within the cockpit 11 to linearly move the piston A plane with a separate passenger escape cabin, which separates the spring catch means (25a) to disengage and unlock the connecting members (2, 6).

2. The device of claim 1, wherein the parachute (13, 14) device and its spreading means are a small parachute (13), a large parachute (14), a small oscillation rocket (35) for the parachute (13, 14), and a cable. (36a, 36b, 36c) devices, wherein the cables (36a, 36b, 36c) are mounted in the groove (34a) in the upper portion (34) of the escape cabin (1) when the escape cabin (1) Extending upwards from points 33a, 33b, 33c located at the top of the head, and the parachute 13, 14 and the small oscillation rocket 35 are disposed at the upper rear of the escape cabin 1 32 The parachute (13, 14) of the parachute (13, 14) in the emergency state is achieved by first oscillating the small oscillation rocket (35), the oscillation unfolds the small parachute (13) and then the large parachute (14) This is an airplane with a separate passenger escape cabin, which controls the descent of the passenger escape cabin 1 to the ground.

The oscillation injection device 80 and the rocket motor 81 device for increasing the vertical upward movement speed of the separate passenger escape cabin 1, according to claim 1,

Four oscillation injection device 80 devices stored in corresponding vertically extending openings 1d at the bottom of the escape cabin 1 and disposed in corresponding four corner portions 1c, and

Disposed on an outer surface of the bottom of the escape cabin 1 and comprising a rocket motor 81 device having a plurality of cartridge units 81a, corresponding nozzles 81b, and an ignition unit 81c; ,

Each of the oscillation injection apparatuses 8 has a pair of pipes 30 and 31, the pipe 31 being smaller in diameter than the pipe 30 and being elastically inserted therein, and the pipe 30 being It has an upper closed end 30a and a lower open end 30b and through which the pipe 31 is inserted, the pipe 31 connects the lower closed end 31a and the upper open end 31b. Is inserted into the pipe 30 through this upper open end, the pipe 31 is filled with an amount of explosive material, and the explosive material is ignited during the first stage of the oscillating operation of the passenger escape cabin 1. The pipe 31 elastically emerges from the corresponding pipe 30 to form four struts for the passenger escape cabin 1 onto the fuselage 4,

With a split escape cabin, the rocket motor 81 is used to increase the vertical upward movement speed of the split passenger escape cabin 1 during the second stage of the oscillating operation of the escape cabin 1 after completion of the first stage. One plane.

2. The device of claim 1 wherein the device of the airbag 38 comprises a plurality of airbags 38, each airbag 38 being stored in a storage box 85, the airbag storage box 85 being a passenger escape. Placed in a corresponding socket opening 37 at the bottom of the cabin 1, each airbag storage box 85 is folded and packed with the airbag 38 together with a boiler mechanism 39 containing solid fuel 40. , The airbag storage box 85 also includes a distance detection sensor 41, from which the passenger escape cabin 1 descends towards the ground at a speed controlled by the parachute 13, 14. When a certain distance is reached, the distance detection sensor 41 activates the electrical contacts in each of the boiler mechanisms 39 to start the ignition of the solid fuel 40, which is burned quickly to generate gas and airbags. (38) quickly inflates and the airbag lifts the bottom of the escape cabin (1). A plane having a separate type escape cabin to absorb the loads that are developed when there is a conflict or to extend the cabin floor.

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