RU2562674C1

RU2562674C1 - Control over airliner emergent descent

Info

Publication number: RU2562674C1
Application number: RU2014119660/11A
Authority: RU
Inventors: Зухаир Мохаммед Ахмед Мубарак Ба
Original assignee: Зухаир Мохаммед Ахмед Мубарак Ба
Priority date: 2014-05-15
Filing date: 2014-05-15
Publication date: 2015-09-10

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: for control over aircraft descent a parachute system composed of braking and equalizing parachutes is ejected. Note here that, first, braking parachute is ejected fitted at fuselage tail section. Said parachute system is controlled by ACS connected additionally to gas turbine engine control system and cockpit rate-of-climb indicator. Note here that said ACS initiates the gas turbine engine reverse mode to develop higher braking force during final seconds before touchdown.

EFFECT: decreased weight of rescue equipment, lower shock force at touchdown.

3 cl, 4 dwg

Description

Область техникиTechnical field

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам спасения экипажа, пассажиров и грузов с летательного аппарата (ЛА).The invention relates to aircraft, in particular to methods for saving the crew, passengers and cargo from the aircraft (LA).

Уровень техникиState of the art

Из уровня техники существуют различные патенты и схемы, направленные на реализацию спасения пассажиров и грузов и основанные в целом на уменьшении скорости падения ЛА до его соприкосновения с землей. Известен способ спасения ЛА, основанный на его спуске на парашюте и создании парирующего момента отклонением элеронов для поддержания заданного направления при парашютировании относительно вертикальной оси. Как известно, при использовании такого способа спасения ЛА необходимо обеспечить парашютом весьма большой площади, особенно для крупных летающих конструкций, для создания требуемого тормозного усилия, что добавляет лишний вес и требует значительного объема для размещения этого парашюта на борту ЛА. К данному способу относятся несколько изобретений, к примеру. патент RU 2211175 С2, опуб. 27.08.2003, где используются ракеты для ускорения выброса парашюта.From the prior art, there are various patents and schemes aimed at the implementation of the rescue of passengers and goods and based on the whole on reducing the speed of the aircraft to fall before it touches the ground. There is a known method of saving an aircraft, based on its descent by parachute and the creation of a fading moment by deflecting the ailerons to maintain a given direction when parachuting relative to the vertical axis. As you know, when using this method of rescuing an aircraft, it is necessary to provide a parachute of a very large area, especially for large flying structures, to create the required braking force, which adds extra weight and requires a significant amount to place this parachute on board the aircraft. This invention includes several inventions, for example. patent RU 2211175 C2, publ. 08/27/2003, where rockets are used to accelerate the release of a parachute.

Известен другой способ спасения, заключающийся в выбросе отсеков пассажирского салона в качестве отдельных герметичных капсул, например, согласно международному патенту WO 2012054002 А1, опуб. 26.04.2012. Данный способ аварийной эвакуации пассажиров с авиатранспорта основан на использовании салона в виде отдельных герметичных капсул с парашютами. Используют авиатранспорт, который выполнен с междукапсульными переходами и снабжен люками, предназначенными непосредственно для каждой капсулы, трубчатыми направляющими, которые закреплены на гибких опорах и пневмоаккумулятором. При аварийной ситуации отцепляют соединительные междукапсульные переходы, после чего пассажиров автоматически фиксируют в пассажирских креслах капсулы. Выброс капсул происходит при открытии люков. Каждая капсула оснащается индивидуальными средствами для жизнеобеспечения пассажиров и безопасности посадки.There is another way of salvation, which consists in ejecting the compartments of the passenger compartment as separate sealed capsules, for example, according to international patent WO 2012054002 A1, publ. 04/26/2012. This method of emergency evacuation of passengers from air transport is based on the use of the cabin in the form of separate sealed capsules with parachutes. They use air transport, which is made with intercapsular transitions and is equipped with hatches designed specifically for each capsule, tubular guides that are mounted on flexible supports and a pneumatic accumulator. In an emergency, intercapsular junction junctions are disconnected, after which the capsules are automatically fixed in the passenger seats. The release of capsules occurs when opening the hatches. Each capsule is equipped with individual means for the life support of passengers and landing safety.

Известным недостатком данного технического решения является усложнение летающей конструкции, что приводит к снижению надежности ЛА и системы эвакуации. К тому же вес эвакуационной конструкции является достаточно большим, что влияет на экономичность полетов.A known disadvantage of this technical solution is the complexity of the flying structure, which leads to a decrease in the reliability of the aircraft and the evacuation system. In addition, the weight of the evacuation structure is large enough, which affects the efficiency of flights.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является международный патент WO 2007096689 В1, опуб. 22.02.2006, в котором предлагается для поглощения ударных нагрузок установить воздушные подушки над отведенными частями планера ЛА. Дополнительно ЛА оснащают многими сравнительно маленькими парашютами, установленными в различных отсеках фюзеляжа, целью которых является уменьшение скорости снижения.Closest to the technical nature of the claimed invention is the international patent WO 2007096689 B1, publ. 02/22/2006, in which it is proposed to install airbags over the designated parts of the airframe to absorb shock loads. Additionally, aircraft are equipped with many relatively small parachutes mounted in various fuselage compartments, the purpose of which is to reduce the rate of descent.

Известным недостатком изложенного технического решения является приобретение ЛА большого веса, что отражается на его экономичности при конструировании и полете. К тому же надежность конструкции снижается из-за осложнения системы выброса подушек и парашютов.A well-known disadvantage of the technical solution is the acquisition of high-weight aircraft, which affects its efficiency during design and flight. In addition, the reliability of the design is reduced due to complications of the ejection system of pillows and parachutes.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задачей, на которую направлено изобретение, является спасение экипажа, пассажиров и грузов, перевозимых ЛА.The task to which the invention is directed is to save the crew, passengers and goods transported by the aircraft.

Достигаемый технический результат от применения предложенного способа заключается в создании экономичного способа торможения ЛА при аварийном снижении путем уменьшения веса требуемого спасательного оборудования путем применения реверса ГТД в качестве генератора большого продольного тормозного усилия, что в целом приводит к снижению ударной силы с поверхностью посадки, в результате чего расширяется диапазон аварийных ситуаций ЛА, при которых становится реальным спасение экипажа, пассажиров и грузов.Achievable technical result from the application of the proposed method is to create an economical method of braking aircraft in case of emergency reduction by reducing the weight of the required rescue equipment by using the reverse of the turbine engine as a generator of large longitudinal braking force, which generally leads to a decrease in impact force with the landing surface, resulting in the range of aircraft emergency situations is expanding, in which the salvation of the crew, passengers and cargo becomes real.

Технический результат достигается тем, что способ управления снижением пассажирского ЛА в аварийной ситуации включает в себя выбрасывание парашютной системы, состоящей из тормозного и балансирующего парашютов, где сначала выбрасывается тормозной парашют, размещенный в отсеке на хвостовой части фюзеляжа, причем система автоматического управления (САУ) управляет парашютной системой, которая дополнительно присоединена к системе управления газотурбинного двигателя (ГТД) и вариометру пилотской кабины, при этом САУ включает реверсный режим работы ГТД для генерации большого тормозного усилия в последние секунды до прикосновения с поверхностью земли. Такой подход способствует уменьшению веса и объема требуемого тормозного парашюта, поскольку площадь тормозного парашюта зависит от коэффициента реверсирования ГТД. Далее на определенной высоте САУ дает сигнал о выбросе балансирующего парашюта, находящегося в отсеке на передней части фюзеляжа, работающего на создание вращающего момента с целью приведения ЛА к горизонтальному положению, при котором распределяются ударные нагрузки по всему нижнему корпусу и выпущенным шасси для равномерности их поглощения.The technical result is achieved by the fact that the method of controlling the reduction of a passenger aircraft in an emergency includes the ejection of a parachute system consisting of a brake and balancing parachutes, where the brake parachute located in the compartment on the rear of the fuselage is first ejected, and the automatic control system (ACS) controls a parachute system, which is additionally connected to the control system of the gas turbine engine (GTE) and the variometer of the pilot's cockpit, while the self-propelled guns include a reverse mode he GTE works to generate a large braking force in the last seconds before touching the ground. This approach helps to reduce the weight and volume of the required brake parachute, since the area of the brake parachute depends on the coefficient of reversal of the gas turbine engine. Then, at a certain height, the self-propelled guns give a signal about the ejection of a balancing parachute located in the compartment on the front of the fuselage, working to create torque in order to bring the aircraft to a horizontal position, in which shock loads are distributed throughout the lower case and the landing gear for uniform absorption.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Реализация данного изобретения далее излагается со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:The implementation of the present invention is further described with reference to the accompanying drawings, in which:

фиг. 1 - схематическое изображение снижающего ЛА в этапе приземления с выпущенными парашютами при включении реверса газотурбинных двигателей.FIG. 1 is a schematic illustration of a descending aircraft in a landing stage with parachutes released when the reverse of gas turbine engines is turned on.

фиг. 2 - блок-схема систем, входящих в управление ЛА при снижении во время аварийного приземления.FIG. 2 is a block diagram of systems included in aircraft control during descent during emergency landing.

фиг. 3 - блок-схема процессов управления снижением ЛА в аварийной ситуации.FIG. 3 is a flowchart of control processes for reducing aircraft in an emergency.

фиг. 4 - этапы управления снижением ЛА в зависимости от высоты над поверхностью земли.FIG. 4 - stages of controlling the reduction of aircraft depending on the height above the ground.

Система управления снижением летательного аппарата (ЛА) 2, по сути, включает в себя прибор для индикации вертикальной скорости ЛА (Вариометр), присоединенный к системе автоматического управления (САУ) аварийного приземления, которая контролирует в чрезвычайных ситуациях совокупность аварийных подсистем. САУ находится в соединении с системой управления ГТД для реализации автоматического контролирования тяги силовой установки при снижении ЛА 2 на разных этапах. К тому же, САУ дополнительно присоединяется к парашютной системе, состоящей из тормозного парашюта 3, находящегося в отсеке на хвостовой части фюзеляжа, обладающего сравнительно большой площадью, которая в свою очередь зависит от количества производимой газотурбинными двигателями 4 обратной тяги. ЛА 2 также снабжен балансирующим парашютом 1, использующимся для создания необходимого вращающего момента на определенной высоте, что приводит к безопасному приземлению на нижнюю частью ЛА 2 и поглощению некоторой ударной нагрузки амортизаторами шасси вместе с нижним корпусом фюзеляжа, вследствие чего осуществляется задача спасения жизни экипажа и пассажиров.The aircraft’s descent control system (LA) 2 essentially includes a device for displaying the aircraft’s vertical speed (Variometer) connected to the emergency landing automatic control system (ACS), which monitors the emergency subsystem in emergency situations. The self-propelled gun is connected to the control system of the gas turbine engine to implement automatic control of the thrust of the power plant while reducing aircraft 2 at different stages. In addition, the ACS is additionally connected to a parachute system consisting of a brake parachute 3 located in a compartment on the rear of the fuselage, which has a relatively large area, which in turn depends on the amount of reverse thrust produced by gas turbine engines 4. The LA 2 is also equipped with a balancing parachute 1, which is used to create the necessary torque at a certain height, which leads to a safe landing on the lower part of the LA 2 and the absorption of some shock load by the shock absorbers of the chassis along with the lower fuselage body, as a result of which the task of saving the life of the crew and passengers .

Система работает следующим образом: возвращаемся к фиг.3, при обнаружении резкой вертикальной скорости, направленной к поверхности земли (этап падения, см. фиг.4) вариометром по шагу 5, установленным на ЛА 2, вводится, как правило, предупредительный сигнал (т.е. звук, свет и т.п.) пилоту соответствующим индикатором для устранения данного безопасного состояния, шаг 6. Для осуществления заданной нами функции, заключающейся в автоматическом управлении ЛА 2 во время возникновения аварийных ситуаций, прибор индикации вертикальной скорости (вариометр) присоединяется к системе автоматического управления (САУ) (см. фиг.2), которая в своею очередь должна быть запрограммирована так, чтобы начинать процесс автоматического управления через определенное время, называемое «период предупреждения после запуска предупреждения». В течение такого периода пилоту необходимо взять на контроль ЛА 2 и восстановить нормальную скорость полета, шаг 7. В случае устранения безопасности, предупредительные сигналы отключаются, затем система возвращается к нормальному состоянию. Но в случае того, что летный экипаж за период предупреждения не смог справиться с данным опасным состоянием и взять контроль над ЛА 2, автоматически управление всей летающей конструкцией передается САУ, которая немедленно действует на выполнение автоматического аварийного приземления, шаг 8.The system works as follows: we return to Fig. 3, when a sharp vertical speed is detected, directed to the surface of the earth (drop stage, see Fig. 4), as a rule, a warning signal (t ie sound, light, etc.) to the pilot with an appropriate indicator to eliminate this safe condition, step 6. To implement the function that we set, which is to automatically control the aircraft 2 during emergency situations, the vertical speed indicator (variometer ) Attached to an automatic control system (ACS) (see FIG. 2), which in his turn must be programmed to begin the process of automatic control after a certain time, called the "warning period after starting the warning." During this period, the pilot must take control of the aircraft 2 and restore the normal flight speed, step 7. In the case of eliminating safety, the warning signals are turned off, then the system returns to normal. But in the event that the flight crew during the warning period could not cope with this dangerous condition and take control of the aircraft 2, the control of the entire flying structure is automatically transferred to the self-propelled gun, which immediately acts to perform automatic emergency landing, step 8.

Соответственно, по команде бортового компьютера, САУ выполняет перечень процессов, из которых увеличение тормозных усилий (т.е. увеличение лобового сопротивления ЛА 2), реализуемых путем уменьшения тяги ГТД 4 до минимальной допустимой тяги по шагу 9, где в следующем процессе включается механизация крыльев, в частности, закрылок соответственно шагу 10 для обеспечения некоторой управляемости подъемной силы, направленной на выполнение плавного планирования. Такой подход служит для предотвращения вертикального падения ЛА 2, при котором весьма усложняется его управление. Следовательно, как только ЛА 2 начинает планирование, выполняется шаг 11 САУ аварийного приземления, как показано на фиг.3, по которому выбрасывается тормозной парашют 3 из отсека, находящегося в хвостовой части фюзеляжа. Площадь парашюта 3 зависит от максимальной обратной тяги ГТД 4 и веса ЛА 2.Accordingly, at the command of the on-board computer, the self-propelled guns performs a list of processes, of which an increase in braking forces (i.e., an increase in the drag of the aircraft 2) implemented by reducing the thrust of the turbine engine 4 to the minimum permissible thrust in step 9, where the wing mechanization is turned on in the next process in particular, the flap according to step 10 to provide some controllability of the lifting force aimed at the implementation of smooth planning. This approach serves to prevent the vertical fall of the aircraft 2, in which its control is very complicated. Therefore, as soon as LA 2 starts planning, step 11 of the emergency landing ACS is performed, as shown in FIG. 3, by which the brake parachute 3 is ejected from the compartment located in the rear of the fuselage. The area of the parachute 3 depends on the maximum reverse thrust GTE 4 and the weight of the aircraft 2.

Данный этап полета называется спуском, см. фиг 4. Преимущество подхода, в котором используется реверс ГТД 4 в качестве генератора продольного большого сопротивления, заключается в уменьшении веса и размера требуемого тормозного парашюта 3 путем комбинирования суммы всех лобовых сопротивлений планера ЛА 2, в том числе реверсного сопротивления от ГТД 4 и сопротивления, производимого от тормозного парашюта 3. Как показывают расчеты, степень реверсирования тяги зависит от количества отклоняемой массы газа и от угла отклонения потока, также от потери скорости истечения в реверсном устройстве, следовательно, коэффициент реверса тяги (Р_р) составляет 0,4-0,6 [1]. Это значит, что в случае достижения коэффициента 0,6 при реверсировании ЛА нуждается только в тормозном парашюте 3, площадь которого в совокупности с системой механизации способна обеспечить 0,4 процента лобового (тормозного) сопротивления для реализации достаточного торможения до прикосновения с землей. Такой подход приводит к существенному уменьшению ударных нагрузок. Выброс тормозного парашюта может быть исполнен с помощью электрического или гидравлического замка, управляемого САУ.This flight phase is called the descent, see Fig. 4. The advantage of the approach, which uses the reverse turbine engine 4 as a generator of longitudinal large resistance, is to reduce the weight and size of the required braking parachute 3 by combining the sum of all the drag of the airframe LA 2, including the reverse resistance from the gas turbine engine 4 and the resistance produced from the braking parachute 3. As calculations show, the degree of thrust reversal depends on the amount of deflected mass of gas and on the angle of deviation of the flow, as well Otero exhaust velocity in the reverse device thus reversing the thrust coefficient (P _p) is 0.4-0.6 [1]. This means that if a coefficient of 0.6 is reached when reversing, the aircraft needs only a braking parachute 3, the area of which, together with the mechanization system, is capable of providing 0.4 percent of the frontal (braking) resistance to achieve sufficient braking before touching the ground. This approach leads to a significant reduction in shock loads. The release of the brake parachute can be performed using an electric or hydraulic lock controlled by self-propelled guns.

Из соображения безопасности и надежности механизма тормозного парашюта 3, его тросы, которые могут быть изготовленными из металла или подобного вещества для восприятия большой аэродинамической нагрузки, прикрепляются к внутренней конструкции фюзеляжа, например, к шпангоутам и лонжеронам, чтобы избежать вероятности разрушения или отрывания хвостовой части фюзеляжа. Тем временем, САУ должна быть запрограммирована так, чтобы не реагировать на какие-либо манипуляции в пилотской кабине, в том числе отключить возможность ручного управления ЛА 2, поскольку такое может привести к недопустимому повреждению механизма парашютной системы, к примеру, в результате отклонения элеронов на определенный угол выполняется крен ЛА 2 в соответствующем направлении, но при этом тросы тормозного парашюта могут переплетаться, вызывая неэффективность или неисправность данного устройства.For reasons of safety and reliability of the mechanism of the brake parachute 3, its cables, which can be made of metal or a similar substance to absorb a large aerodynamic load, are attached to the internal structure of the fuselage, for example, to frames and spars, in order to avoid the possibility of destruction or tearing of the tail of the fuselage . In the meantime, the self-propelled gun must be programmed so as not to react to any manipulations in the pilot's cockpit, including disabling the ability to manually control the aircraft 2, since this can lead to unacceptable damage to the mechanism of the parachute system, for example, as a result of deviation of the ailerons on a certain angle roll LA 2 in the corresponding direction, but the braking parachute cables can be intertwined, causing inefficiency or malfunction of this device.

На фиг.4 показан этап спуска ЛА до определенной высоты h_приз (высота приземления), которая различается в зависимости типа каждого ЛА 2, другими словами, зависит от характеристик ЛА 2 и его ГТД 4. Как только вариометр обнаруживает спуск ЛА 2 до требуемой высоты приземления h_приз, отправляется сигнал бортовому компьютеру, в соответствии с которым САУ выполняет последовательность процессов. Высотой приземления h_приз является высота, на которой данному ЛА 2 возможно совершить ряд процессов, такие как выпусок шасси (шаг 14), включение механизации крыльев, служащих для увеличения лобового сопротивления «спойлеров» (шаг 13), затем включение реверса ГТД 4 (шаг 15) и выброс балансирующего парашюта 1 (шаг 16), причем все изложенные процессы совершаются последовательно за максимально короткое время до прикосновения ЛА 2 с землей. Согласно блок-схеме на фиг.3 подшаг 13, впервые включаются механизация крыльев, служащая для гашения подъемной силы, т.е. спойлеры, работающие на повышение коэффициента лобового сопротивления ЛА 2, одновременно, автоматически, выполняется выпуск шасси по шагу 14 для того, чтобы создавать дополнительное сопротивление, т.е. тормозное усилие. С другой стороны, шасси тоже выпускаются на заданной высоте h_приз для амортизации ударной нагрузки ЛА 2, возникающей при ударе с поверхностью посадки. Конструкция шасси, включая стойки, амортизаторы, а также нижний корпус фюзеляжа могут деформироваться в результате поглощения ударных сил. Для сохранения жизни с минимальными возможными травмами эта деформация не должно превышать допустимые пределы.Figure 4 shows the stage of descent of the aircraft to a certain height h _prize (landing height), which varies depending on the type of each aircraft 2, in other words, depends on the characteristics of the aircraft 2 and its gas turbine engine 4. As soon as the variometer detects the descent of the aircraft 2 to the desired height landing h _prize , a signal is sent to the on-board computer, according to which the self-propelled gun performs a sequence of processes. The landing height h _prize is the height at which a given LA 2 can perform a number of processes, such as landing gear (step 14), turning on the mechanization of the wings, which serve to increase the drag of the “spoilers” (step 13), then turning on the reverse of the turbine engine 4 (step 15) and the release of the balancing parachute 1 (step 16), and all of the above processes are performed sequentially for the shortest possible time before the LA 2 touches the ground. According to the block diagram of FIG. 3, substep 13, for the first time, the mechanization of the wings, which serves to dampen the lifting force, i.e. spoilers working to increase the drag coefficient of LA 2, at the same time, automatically, the landing gear is released in step 14 in order to create additional resistance, i.e. braking force. On the other hand, the chassis is also produced at a given height h _prize to absorb the shock load of the aircraft 2 that occurs when it hits the landing surface. The chassis structure, including struts, shock absorbers, as well as the lower fuselage body may be deformed as a result of shock absorption. To preserve life with the minimum possible injuries, this deformation should not exceed the permissible limits.

На следующем этапе по сигналу бортового компьютера САУ включает реверсный режим работы ГТД 4 до максимальной их тяги (см. фиг.1), шаг 15. Вследствие включения реверса ГТД 4 до максимальной тяги на такой высоте h_приз, немедленно возрастает сумма всех лобовых сопротивлений, в число которых входят лобовое сопротивление планера ЛА 2 (Х_п), лобовое сопротивление тормозного парашюта (Х_тп), реверсное сопротивление (Х_Рр), возникающее в результате направления струи горючего газа в сторону спуска, что приводит к ускоренному торможению ЛА 2 на определенной высоте h до касания земли. Стоит отметить, что включение реверса ГТД 4 сильно ухудшает аэродинамическую устойчивость ЛА 2 из-за нарушения ламинарности набегающего потока. Поэтому важным фактором является время, в которое ЛА способен выдержать вибрацию его планера от начала работы реверса ГТД 4 до посадки. С целью снижения скорости ЛА 2 в момент его соприкосновения с поверхностью посадки до минимально возможной (около 5 метров/секунду), САУ автоматически генерирует сигнал системе управления ГТД 4 о включении обратной тяги ГТД 4 до максимального числа оборотов в последние секунды посадки, способствуя достижению максимального тормозного усилия ЛА 2 на очень малом расстоянии h от поверхности посадки. Определение этой высоты, на которой достигается максимально эффективное торможение от начала запуска реверса ГТД 4, требует проведение расчетов и экспериментов на каждом ЛА, поскольку на данный процесс влияют такие факторы, как вес ЛА 2, аэродинамические характеристики и др.At the next stage, according to the signal from the on-board computer, the self-propelled guns turn on the gas turbine engine 4 reverse operation to their maximum thrust (see Fig. 1), step 15. Due to turning the gas turbine engine reverse 4 to the maximum thrust at this height h _prize , the sum of all drags immediately increases which include the drag of the airframe of the LA 2 (X _p ), the drag of the parachute (X _TP ), the reverse resistance (X _RR ) resulting from the direction of the jet of combustible gas in the direction of descent, which leads to accelerated braking of the LA 2 by height h before touching the ground. It is worth noting that the inclusion of the reverse of the GTE 4 greatly affects the aerodynamic stability of the LA 2 due to a violation of the laminarity of the incoming flow. Therefore, an important factor is the time at which the aircraft is able to withstand the vibration of its glider from the beginning of the operation of the reverse of the turbine engine 4 to landing. In order to reduce the speed of the aircraft 2 at the moment of its contact with the landing surface to the minimum possible (about 5 meters / second), the automatic control system automatically generates a signal to the control system of the turbine engine 4 to turn on the reverse engine of the turbine engine 4 to the maximum speed in the last seconds of landing, helping to achieve maximum stopping effort LA 2 at a very small distance h from the landing surface. The determination of this altitude, at which the most effective braking is achieved from the start of the launch of the gas turbine engine reverse 4, requires calculations and experiments on each aircraft, since factors such as the weight of the aircraft 2, aerodynamic characteristics, etc. influence this process.

Во время начала реверсирования соответственно шагу 15 дополнительно выполняется шаг 16, при котором выбрасывается балансирующий парашют 1 из отсека, находящегося на передней части фюзеляжа. Балансирующий парашют 1 используется для создания балансирующего момента Мб (вращающего момента), приводящего носовую часть ЛА 2 в горизонтальное положение, при котором ударная нагрузка распределяется на нижнюю часть ЛА 2 и выпущенные шасси. Для ускорения выброса балансирующего парашюта 1 из отсека можно применить устройства, уже известные в практике, например, мини-ракету. Такой балансирующий парашют служит для продольного управления ЛА 2, так как при некоторых аварийных ситуациях стабилизаторы выходят из строя или становятся неэффективными в результате нарушения ломинарности обтекания потока из-за влияния реверса ГТД 4.During the beginning of the reversal according to step 15, step 16 is additionally performed, in which the balancing parachute 1 is ejected from the compartment located on the front of the fuselage. The balancing parachute 1 is used to create a balancing moment Mb (torque), bringing the nose of the LA 2 into a horizontal position, in which the shock load is distributed to the lower part of the LA 2 and the landing gear. To accelerate the release of the balancing parachute 1 from the compartment, you can use devices already known in practice, for example, a mini-rocket. Such a balancing parachute is used for longitudinal control of the aircraft 2, since in some emergency situations the stabilizers fail or become ineffective as a result of the violation of the linearity of the flow around the stream due to the effect of the reverse of the gas turbine engine 4.

Для предотвращения большого количества жертв вследствие пожара, который может начинать из-за разрушения баков или проводов топлива ЛА, эвакуация проводится сразу по международному регламенту за 90 секунд от момента, когда ЛА 2 полностью остановит свое движение по посадочной поверхности.To prevent a large number of victims due to a fire that can start due to the destruction of tanks or fuel wires of an aircraft, evacuation is carried out immediately according to international regulations in 90 seconds from the moment when the aircraft 2 completely stops its movement along the landing surface.

Список цитируемой литературыList of references

[1] Нечаев Ю.H., Федеров Р.М. Теория авиационных газотурбинных двигателей. Ч.2. - М.: Машиностроение, 1978. - 336 с.[1] Nechaev Yu.H., Federov R.M. Theory of aircraft gas turbine engines. Part 2. - M.: Mechanical Engineering, 1978. - 336 p.

Claims

1. A method of controlling the reduction of a passenger aircraft in an emergency, including the ejection of a parachute system consisting of a brake and balancing parachutes, where the brake parachute located in the compartment on the rear of the fuselage is first ejected, and the automatic control system (ACS) controls the parachute system , which is additionally connected to the control system of the gas turbine engine (GTE) and the variometer of the pilot's cabin, characterized in that the self-propelled guns include reverse GTE Operating mode to generate a large braking force in the last second to touch with the ground.

2. The method according to claim 1, characterized in that the area of the brake parachute depends on the reversal coefficient of the gas turbine engine, which helps to reduce the weight and volume of the required brake parachute.

3. The method according to claim 1, characterized in that the self-propelled guns at a certain height ejects a balancing parachute located in the compartment in the front of the fuselage, working to create torque in order to bring the aircraft into a horizontal position in which shock loads are distributed throughout the lower body and chassis released for uniform absorption.