RU2781471C1

RU2781471C1 - Aircraft rescue system

Info

Publication number: RU2781471C1
Application number: RU2022100402A
Authority: RU
Inventors: Ди ДУ; Ян ДУ; Тун ДУ
Original assignee: Ди ДУ; Ян ДУ
Priority date: 2021-06-02
Filing date: 2022-01-12
Publication date: 2022-10-12

Abstract

FIELD: aircraft rescue systems.

SUBSTANCE: present invention is an aircraft rescue system that solves the technical problem that an aircraft is capable of assisting in braking and landing of an aircraft and absorbing impact force during descent to ensure the safety of an aircraft and its crew. The rescue system comprises an aircraft body, wherein an opening emergency compartment is provided in the upper part of the aircraft body, a braking device is provided in the emergency compartment, and the braking device is designed to be released from the emergency compartment to ensure braking and landing of the aircraft body. The damper and shock-absorbing mechanism is located in the lower part of the aircraft body, and the damper and shock-absorbing mechanism is provided telescopically in the vertical direction and the damper and shock-absorbing mechanism is made with the possibility of extension to a position below the aircraft chassis.

EFFECT: according to the present invention, an emergency compartment is provided at the top of an aircraft body, and a braking device located in the emergency compartment is released in an emergency to assist in braking the aircraft body; the damper and damper mechanism extends below the landing gear, and the damper and damper mechanism first touches the ground, so that the impact force of the lowering of the aircraft body can be absorbed and serious accidents caused by the impact force of the lowering of the aircraft body can be prevented.

10 cl, 30 dwg

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИFIELD OF TECHNOLOGY

[0001] Настоящее изобретение относится к области техники летательных аппаратов, в частности к спасательной системе воздушного судна.[0001] The present invention relates to the field of aircraft technology, in particular to the rescue system of an aircraft.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИBACKGROUND OF THE INVENTION

[0002] Воздушное судно представляет собой воздушное судно, которое тяжелее воздуха, осуществляющее полеты в атмосфере, в котором силовая установка с одним или несколькими двигателями генерирует направленную вперед тягу или тяговую мощность, и неподвижное крыло фюзеляжа создает подъемную силу.[0002] An aircraft is an atmospheric heavier-than-air aircraft in which a single or multi-engine propulsion system generates forward thrust or propulsion power and a fixed wing fuselage generates lift.

[0003] Так как воздушное судно движется на большой высоте, его характеристики безопасности очень важны. Перед каждым полетом персонал тщательно и внимательно проверяет воздушное судно для того, чтобы максимально повысить коэффициент безопасности воздушного судна. Тем не менее, когда воздушное судно движется на большой высоте, по-прежнему невозможно полностью предотвратить авиационные происшествия, вызванные различными факторами. Когда случается авиационное происшествие, это приводит к гибели многих людей.[0003] Since the aircraft is moving at high altitude, its safety performance is very important. Prior to each flight, personnel thoroughly and carefully inspect the aircraft in order to maximize the safety factor of the aircraft. However, when the aircraft is moving at high altitude, it is still impossible to completely prevent accidents caused by various factors. When an aircraft accident occurs, many people die.

[0004] Автор настоящей заявки обнаружил, что в известном уровне техники существуют по меньшей мере следующие технические проблемы. В известном уровне техники воздушное судно оснащено спасательными устройствами, такими как парашюты. Когда воздушное судно терпит крушение, пассажиры и экипаж могут использовать парашюты для того, чтобы покинуть салон через аварийный выход, но с помощью этого способа сложно обеспечить безопасность пассажиров в условиях ограниченного времени. На воздушном судне нет устройства, способного содействовать торможению и посадке таким образом, чтобы оно способствовало посадке воздушного судна при наличии отказа в воздушном судне.[0004] The author of the present application has found that in the prior art there are at least the following technical problems. In the prior art, aircraft are equipped with life-saving devices such as parachutes. When an aircraft crashes, passengers and crew can use parachutes to leave the cabin through an emergency exit, but it is difficult to ensure the safety of passengers in a limited time using this method. The aircraft does not have a device capable of assisting braking and landing in such a way that it will assist the landing of the aircraft in the presence of an aircraft failure.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИBACKGROUND OF THE INVENTION

[0005] В известном уровне техники в документе CN106005363B раскрыто воздушное судно с функцией аварийного спасения при крушении. Оно снабжено парашютом, который можно развернуть после отсоединения крыла, и реверсивным реактивным устройством, которое используется для снижения скорости падения носовой части и кабины, и нижняя часть кабины также снабжена надувным блоком, который используется для амортизации силы удара от падения кабины и носовой части. В случае аварии кабина будет постепенно приземляться под защитой парашюта, реверсивного реактивного устройства и надувного блока, чтобы защитить пассажиров в кабине, пилота в носовой части и важные детали самолета. Однако парашют устройства находится под открывающимся люком в крыше в верхней части кабины, который может сломаться во время использования.[0005] In the prior art, document CN106005363B discloses an aircraft with a crash rescue function. It is equipped with a parachute that can be deployed after the wing is detached, and a reverse jet device that is used to reduce the nose and cabin fall speed, and the bottom of the cabin is also provided with an inflatable block that is used to absorb the impact force from the cabin and nose fall. In the event of an accident, the cockpit will gradually land under the protection of the parachute, reverse jet device and inflatable unit to protect the passengers in the cockpit, the pilot in the nose and important parts of the aircraft. However, the device's parachute is under an opening sunroof at the top of the cabin, which can break during use.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION

[0006] Цель настоящего изобретения заключается в предоставлении спасательной системы воздушного судна, которая решает техническую проблему известного уровня техники, заключающуюся в том, что воздушное судно не имеет устройства, способного содействовать торможению и посадке воздушного судна и амортизировать силу удара при снижении, и потому сложно улучшить обеспечение безопасности воздушного судна и его экипажа. Далее подробно описаны многие технические эффекты, достигнутые предпочтительной технической схемой из технических схем, предоставленных в настоящем изобретении.[0006] It is an object of the present invention to provide an aircraft rescue system that solves the technical problem of the prior art that an aircraft does not have a device capable of assisting the aircraft in braking and landing and absorbing impact force during descent, and therefore it is difficult improve the safety of the aircraft and its crew. The following describes in detail many of the technical effects achieved by the preferred technical scheme of the technical schemes provided in the present invention.

[0007] Для достижения вышеуказанной цели в настоящем изобретении предусмотрена следующая техническая схема.[0007] To achieve the above object, the present invention provides the following technical scheme.

[0008] В настоящем изобретении предоставлена спасательная система воздушного судна, содержащая корпус воздушного судна, причем открывающийся аварийный отсек предусмотрен в верхней части корпуса воздушного судна, тормозное устройство предусмотрено в аварийном отсеке и тормозное устройство выполнено с возможностью выпуска из аварийного отсека для обеспечения торможения и посадки корпуса воздушного судна;[0008] The present invention provides an aircraft rescue system comprising an aircraft body, wherein an opening emergency compartment is provided at the top of the aircraft body, a braking device is provided in the emergency compartment, and the braking device is releasable from the emergency compartment to allow braking and landing. aircraft body;

[0009] демпферный и амортизирующий механизм предусмотрен в нижней части корпуса воздушного судна, причем демпферный и амортизирующий механизм предусмотрен телескопически в вертикальном направлении, и демпферный и амортизирующий механизм выполнен с возможностью выдвижения в положение ниже шасси воздушного судна для амортизации силы удара при снижении корпуса воздушного судна.[0009] A damper and damper mechanism is provided at the bottom of the aircraft body, wherein the damper and damper mechanism is provided telescopically in the vertical direction, and the damper and damper mechanism is operable to extend to a position below the aircraft landing gear to absorb the impact force when the aircraft body descends .

[0010] Предпочтительно, демпферный и амортизирующий механизм содержит фрикционную пластину, вертикальную распорку и упругий компонент, при этом:[0010] Preferably, the damping and damping mechanism comprises a friction plate, a vertical strut, and an elastic component, wherein:

[0011] вертикальная распорка представляет собой гидравлическую опору, обеспеченную вертикально, верхний конец вертикальной распорки соединен с нижней частью корпуса воздушного судна, и упругий компонент расположен между вертикальной распоркой и фрикционной пластиной и соединяет вертикальную распорку и фрикционную пластину;[0011] the vertical strut is a hydraulic support provided vertically, the upper end of the vertical strut is connected to the lower part of the aircraft body, and the elastic component is located between the vertical strut and the friction plate and connects the vertical strut and the friction plate;

[0012] фрикционная пластина выполнена с возможностью перемещения в положение ниже шасси, когда вертикальная распорка выдвинута, с обеспечением, таким образом, трения с землей для торможения, и упругий компонент выполнен с возможностью упругого деформирования, когда фрикционная пластина соприкасается с землей, для амортизации, таким образом, внешней силы.[0012] the friction plate is configured to move to a position below the chassis when the vertical strut is extended, thus providing friction with the ground for braking, and the elastic component is configured to resiliently deform when the friction plate contacts the ground, for cushioning, thus, an external force.

[0013] Предпочтительно, фрикционная пластина проходит в направлении длины корпуса воздушного судна и более двух вертикальных распорок присоединены к обеим сторонам верхней поверхности фрикционной пластины, и все вертикальные распорки расположены с интервалами вдоль направления протяженности фрикционной пластины;[0013] Preferably, the friction plate extends in the length direction of the aircraft body and more than two vertical struts are attached to both sides of the top surface of the friction plate, and all of the vertical struts are spaced along the extension direction of the friction plate;

[0014] наклонная распорка представляет собой гидравлическую опору, наклонная распорка расположена под наклоном, и наклонная распорка имеет неподвижный конец, соединенный с нижней частью корпуса воздушного судна, и телескопический конец, соединенный с боковой поверхностью вертикальной распорки.[0014] The tilt strut is a hydraulic support, the tilt strut is inclined, and the tilt strut has a fixed end connected to the bottom of the aircraft body and a telescoping end connected to the side surface of the vertical strut.

[0015] Тормозные крылья также предусмотрены на обеих сторонах корпуса воздушного судна, при этом тормозные крылья имеют дугообразную структуру, выступающую к носовой части, тормозные крылья жестко или подвижно соединены с корпусом воздушного судна; при этом с каждой стороны находятся больше двух тормозных крыльев, и все тормозные крылья, расположенные на одной стороне корпуса воздушного судна, имеют m рядов на корпусе и п столбцов, где тип- положительные целые числа, а тормозные крылья в соседних строках или столбцах располагаются в шахматном порядке.[0015] Braking wings are also provided on both sides of the aircraft body, wherein the braking wings have an arcuate structure protruding towards the nose, the braking wings are rigidly or movably connected to the aircraft body; at the same time, there are more than two brake wings on each side, and all brake wings located on one side of the aircraft body have m rows on the body and n columns, where the type is positive integers, and the brake wings in adjacent rows or columns are located in checkerboard pattern.

[0016] Предпочтительно, промежуточный слой сформирован в кожухе корпуса воздушного судна, причем промежуточный слой находится в сообщении с аварийным отсеком, армирующая полоса расположена в промежуточном слое и армирующая полоса прикреплена вокруг корпуса воздушного судна по кругу и проходит внутрь аварийного отсека;[0016] Preferably, the intermediate layer is formed in the casing of the aircraft body, and the intermediate layer is in communication with the emergency compartment, the reinforcement strip is located in the intermediate layer, and the reinforcement strip is attached around the aircraft body in a circle and extends into the emergency compartment;

[0017] множество аварийных отсеков расположены с интервалами вдоль направления длины корпуса воздушного судна, и все тормозные устройства в аварийном отсеке неподвижно соединены с армирующими полосами.[0017] a plurality of emergency compartments are spaced along the length direction of the aircraft body, and all braking devices in the emergency compartment are fixedly connected to the reinforcing strips.

[0018] Предпочтительно, тормозное устройство содержит тормозной парашют, расположенный на фюзеляже, и тормозной парашют, расположенный в хвостовой части корпуса воздушного судна, при этом:[0018] Preferably, the braking device comprises a braking chute located on the fuselage and a braking chute located in the tail section of the aircraft body, wherein:

[0019] тормозной парашют на фюзеляже содержит один или больше уровней, и когда тормозной парашют содержит больше двух уровней, нижняя часть тормозного парашюта на верхнем уровне неподвижно соединена с верхней частью тормозного парашюта на нижнем уровне.[0019] The drogue chute on the fuselage comprises one or more levels, and when the drogue chute comprises more than two levels, the lower drogue at the upper level is fixedly connected to the upper drogue at the lower level.

[0020] Предпочтительно, тормозное устройство содержит воздушный винт на фюзеляже, при этом воздушный винт соединен с генератором, генератор электрически соединен с аккумуляторной батареей, и аккумуляторная батарея электрически соединена с электрическим устройством в корпусе воздушного судна.[0020] Preferably, the braking device comprises a propeller on the fuselage, wherein the propeller is connected to a generator, the generator is electrically connected to a battery, and the battery is electrically connected to an electrical device in the aircraft body.

[0021] Предпочтительно, тормозные крылья также предоставлены на обеих сторонах корпуса воздушного судна, при этом тормозные крылья имеют дугообразную структуру, выступающую к носовой части, с каждой стороны расположено больше двух тормозных крыльев и все тормозные крылья, находящиеся на одной и той же стороне корпуса воздушного судна, расположены с интервалами в направлении длины корпуса воздушного судна.[0021] Preferably, brake wings are also provided on both sides of the aircraft body, wherein the brake wings have an arcuate structure protruding towards the nose, more than two brake wings are located on each side, and all brake wings are on the same side of the body aircraft are located at intervals in the direction of the length of the aircraft body.

[0022] Предпочтительно, тормозное крыло соединено с возможностью поворота с корпусом воздушного судна, и гидравлический шток в сборе предусмотрен между боковой стороной тормозного крыла, направленной от носовой части, и корпусом воздушного судна;[0022] Preferably, the brake wing is rotatably connected to the aircraft body, and a hydraulic rod assembly is provided between the nose side of the brake wing and the aircraft body;

[0023] гидравлический шток в сборе содержит один или больше корпусов гидравлических штоков, при этом неподвижные концы корпусов гидравлических штоков неподвижно соединены с корпусом воздушного судна, и телескопические концы корпусов гидравлических штоков неподвижно соединены с тормозным крылом;[0023] the hydraulic rod assembly includes one or more hydraulic rod housings, wherein the fixed ends of the hydraulic rod housings are fixedly connected to the aircraft body, and the telescopic ends of the hydraulic rod housings are fixedly connected to the brake wing;

[0024] тормозное крыло имеет развернутое состояние и сложенное состояние, и гидравлический шток выполнен с возможностью выталкивания тормозного крыла с поворотом в направлении от корпуса воздушного судна во время распрямления, таким образом, тормозное крыло находится в развернутом состоянии; гидравлический шток выполнен с возможностью втягивания тормозного крыла с поворотом по направлению к корпусу воздушного судна во время складывания, таким образом, тормозное крыло находится в сложенном состоянии;[0024] the brake wing has a deployed state and a collapsed state, and the hydraulic rod is configured to push the brake wing in a direction away from the aircraft body during unfolding, so that the brake wing is in the deployed state; the hydraulic rod is configured to retract the brake wing to rotate towards the aircraft body during folding, so that the brake wing is in a folded state;

[0025] аварийный выход предоставлен в положении, соответствующем каждому тормозному крылу на корпусе воздушного судна, и аварийный выход выполнен с возможностью накрывания тормозным крылом в сложенном состоянии;[0025] an emergency exit is provided in a position corresponding to each brake wing on the aircraft body, and the emergency exit is configured to be covered by the brake wing when folded;

[0026] аварийный выход оснащен дверью, которая может двигаться в направлениях «на себя» и «от себя»; и раздвижная аварийная лестница предусмотрена на аварийном выходе.[0026] the emergency exit is equipped with a door that can move in and out directions; and a sliding emergency ladder is provided at the emergency exit.

[0027] Корпус воздушного судна оснащен первым приводным узлом, который включает в себя первое приводное устройство и вращающийся диск, при этом:[0027] The aircraft body is equipped with a first drive assembly, which includes a first drive device and a rotating disk, wherein:

[0028] На вращающемся диске расположены тормозные крылья и гидравлический шток в сборе, два или более первых приводных устройства подключены к одному и тому же вращающемуся диску, выходной вал первого приводного устройства снабжен передаточной шестерней, в окружном направлении вращающегося диска предусмотрена зубчатое колесо, зубчатое колесо входит в зацепление с передаточной шестерней, первое приводное устройство, подключенное к одному и тому же вращающемуся диску, может приводить в движение вращающийся диск и тормозные крылья на вращающемся диске для реализации вращения при синхронном вращении, таким образом наветренная поверхность тормозного крыла поворачивается между передней частью корпуса и верхней стороной корпуса воздушного судна.[0028] The brake wings and the hydraulic rod assembly are arranged on the rotating disk, two or more first driving devices are connected to the same rotating disk, the output shaft of the first driving device is provided with a transmission gear, a gear wheel is provided in the circumferential direction of the rotating disk, the gear wheel engages with the transmission gear, the first driving device connected to the same rotating disk can drive the rotating disk and the brake wings on the rotating disk to realize rotation in synchronous rotation, so the windward surface of the brake wing rotates between the front of the body and the upper side of the aircraft body.

[0029] Предпочтительно, корпус воздушного судна снабжен турбинным двигателем тяги и турбинным двигателем обратной тяги, а инжекционное отверстие турбинного двигателя обратной тяги расположено в направлении задней части корпуса воздушного судна; турбинный двигатель обратной тяги соединен со вторым приводным узлом, который включает в себя второе приводное устройство, вращающийся диск и соединительную деталь, при этом:[0029] Preferably, the aircraft body is provided with a thrust turbine and a reverse thrust turbine, and the injection port of the reverse thrust turbine is located towards the rear of the aircraft body; the reverse thrust turbine motor is connected to a second drive unit, which includes a second drive device, a rotating disk and a connecting piece, wherein:

[0030] Выходные концы двух или более вторых приводных устройств механически соединены с одним и тем же вращающимся диском, конец соединительной части соединен с турбинным двигателем обратной тяги, а средняя часть соединительной части соединена с вращающимся диском, когда второе приводное устройство, подключенное к тому же вращающемуся диску, вращается синхронно, оно может приводить во вращение вращающийся диск, соединительную часть на вращающемся диске и турбинный двигатель обратной тяги, а также может обратить инжекционное отверстие турбинного двигателя обратной тяги в положения между передней частью корпуса воздушного судна, нижней частью корпуса воздушного судна и верхней частью корпуса воздушного судна.[0030] The output ends of two or more second driving devices are mechanically connected to the same rotating disk, the end of the connecting part is connected to the reverse thrust turbine motor, and the middle part of the connecting part is connected to the rotating disk, when the second driving device connected to the same rotating disk rotates synchronously, it can drive the rotation disk, the connecting part on the rotating disk and the reverse thrust turbine motor, and can reverse the injection port of the reverse thrust turbine motor to the positions between the front of the aircraft body, the bottom of the aircraft body and top of the aircraft body.

[0031] В качестве дополнительной реализации на фюзеляже также предусмотрены тормозное устройство, гидравлический шток и тяговый стержень, при этом:[0031] As an additional implementation, a brake device, a hydraulic rod and a traction rod are also provided on the fuselage, while:

[0032] тормозное устройство проходит в продольном направлении фюзеляжа, внутренняя сторона тормозного устройства рядом с фюзеляжем вращательно связана с фюзеляжем, верхний конец тормозного устройства соединен с гидравлическим штоком, неподвижный конец гидравлического штока шарнирно соединен с фюзеляжем, а ее телескопический конец шарнирно соединен с верхней поверхностью середины тормозного устройства; два конца тягового стержня соответственно соединены с нижними поверхностями фюзеляжа и серединой тормозного устройства, причем тяговый стержень представляет собой телескопический стержень; тормозное устройство и фюзеляж имеют сложенное и открытое состояние.[0032] The braking device extends in the longitudinal direction of the fuselage, the inner side of the braking device near the fuselage is rotatably connected to the fuselage, the upper end of the braking device is connected to the hydraulic rod, the fixed end of the hydraulic rod is hinged to the fuselage, and its telescopic end is hinged to the upper surface the middle of the brake device; the two ends of the pull rod are respectively connected to the lower surfaces of the fuselage and the middle of the braking device, and the pull rod is a telescopic rod; the brake device and the fuselage have a folded and open state.

[0033] По сравнению с известным уровнем техники спасательная система воздушного судна, предоставленная в настоящем изобретении, обладает следующими преимуществами. В верхней части корпуса воздушного судна находится открывающийся аварийный отсек. Тормозное устройство, расположенное в аварийном отсеке, выполнено с возможностью выпуска для того, чтобы способствовать торможению и снижению корпуса воздушного судна, тем самым предотвращая непосредственную потерю управления и крушение воздушного судна и предоставляя пассажирам и бортпроводникам больше времени на спасение. Демпферный и амортизирующий механизм расположен в нижней части корпуса воздушного судна. Демпферный и амортизирующий механизм находится над шасси при обычном полете воздушного судна. В случае аварийной ситуации демпферный и амортизирующий механизм выдвигается в положение ниже шасси. Когда воздушное судно соприкасается с землей, демпферный и амортизирующий механизм первым соприкасается с землей, так что можно амортизировать силу удара при снижении корпуса воздушного судна и можно предотвратить серьезные происшествия, вызванные силой удара при снижении корпуса воздушного судна, для того, чтобы не подвергать риску безопасность пассажиров и важных деталей воздушного судна, и можно уменьшить угрозу для жизни и имущества, вызванную потерей управления над воздушным судном.[0033] Compared with the prior art, the aircraft rescue system provided in the present invention has the following advantages. In the upper part of the aircraft body there is an opening emergency compartment. The braking device located in the emergency compartment is releasable to assist in braking and lowering the aircraft body, thereby preventing an immediate loss of control and crash of the aircraft and giving passengers and flight attendants more time to rescue. The damper and shock-absorbing mechanism is located in the lower part of the aircraft body. The damping and shock-absorbing mechanism is located above the landing gear during normal flight of the aircraft. In the event of an emergency, the damper and shock-absorbing mechanism extends to a position below the chassis. When the aircraft touches the ground, the damping and shock absorbing mechanism is the first to contact the ground, so that the impact force of the descent of the aircraft body can be absorbed and serious accidents caused by the impact force of the descent of the aircraft body can be prevented so as not to compromise safety passengers and important parts of the aircraft, and the threat to life and property caused by loss of control of the aircraft can be reduced.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ГРАФИЧЕСКИХ МАТЕРИАЛОВBRIEF DESCRIPTION OF GRAPHICS

[0034] Чтобы доступнее объяснить варианты осуществления настоящего изобретения или техническую схему известного уровня техники, далее будут кратко представлены графические материалы, необходимые для вариантов осуществления. Очевидно, что графические материалы в последующем описании являются лишь некоторыми вариантами осуществления настоящего изобретения. Специалистами в данной области могут быть получены другие графические материалы на основе данных графических материалов без приложения творческих усилий.[0034] In order to more easily explain the embodiments of the present invention or the technical scheme of the prior art, the following will briefly present the drawings necessary for the embodiments. Obviously, the drawings in the following description are only some embodiments of the present invention. Other graphics can be obtained from these graphics without any creative effort by those skilled in the art.

[0035] На фиг. 1 показана структурная схема тормозного устройства в аварийном отсеке в корпусе воздушного судна;[0035] FIG. 1 shows a block diagram of a braking device in an emergency compartment in the aircraft body;

[0036] на фиг. 2 показана структурная схема тормозного устройства согласно первому варианту осуществления в открытом положении;[0036] in FIG. 2 is a block diagram of a braking device according to the first embodiment in an open position;

[0037] на фиг. 3 показано схематическое изображение воздушного судна перед приземлением в первом варианте осуществления;[0037] in FIG. 3 shows a schematic representation of an aircraft before landing in the first embodiment;

[0038] на фиг. 4 показан вид спереди первого варианта осуществления спасательной системы воздушного судна;[0038] in FIG. 4 is a front view of a first embodiment of an aircraft rescue system;

[0039] на фиг. 5 показано схематическое изображение соответствующей конструкции аварийного отсека, армирующей полосы и тормозного устройства;[0039] in FIG. 5 shows a schematic representation of the corresponding construction of the emergency compartment, the reinforcing strip and the braking device;

[0040] на фиг. 6 показана структурная схема тормозного устройства согласно второму варианту осуществления в открытом положении;[0040] in FIG. 6 is a block diagram of a braking device according to the second embodiment in an open position;

[0041] на фиг. 7 показано схематическое изображение воздушного судна перед приземлением во втором варианте осуществления;[0041] in FIG. 7 shows a schematic representation of an aircraft before landing in the second embodiment;

[0042] на фиг. 8 показан вид спереди второго варианта осуществления спасательной системы воздушного судна;[0042] in FIG. 8 is a front view of a second embodiment of an aircraft rescue system;

[0043] на фиг. 9 показана структурная схема демпферного и амортизирующего механизма;[0043] in FIG. 9 shows a block diagram of the damper and shock-absorbing mechanism;

[0044] на фиг. 10 показана структурная схема тормозного устройства согласно третьему варианту осуществления в открытом положении;[0044] in FIG. 10 is a block diagram of the brake device according to the third embodiment in an open position;

[0045] на фиг. 11 показана структурная схема состояния, в котором воздушный винт вращается;[0045] in FIG. 11 is a block diagram of a state in which the propeller is rotating;

[0046] на фиг. 12 показан вид спереди третьего варианта осуществления спасательной системы воздушного судна;[0046] in FIG. 12 is a front view of a third embodiment of an aircraft rescue system;

[0047] на фиг. 13 показано схематическое изображение общей конструкции тормозного крыла в развернутом состоянии;[0047] in FIG. 13 shows a schematic representation of the general structure of the brake wing in the expanded state;

[0048] на фиг. 14 показано схематическое изображение общей конструкции тормозного крыла в сложенном состоянии;[0048] in FIG. 14 shows a schematic representation of the general structure of the brake wing in the folded state;

[0049] на фиг. 15 показано схематическое изображение соответствующей конструкции тормозного крыла, тормозного штока в сборе и аварийного выхода;[0049] in FIG. 15 shows a schematic representation of the corresponding design of the brake wing, brake rod assembly and emergency exit;

[0050] на фиг. 16 показано схематическое изображение конструкции тормозного устройства в сложенном состоянии;[0050] in FIG. 16 shows a schematic representation of the construction of the brake device in the folded state;

[0051] на фиг. 17 показано схематическое изображение конструкции тормозного устройства между сложенным состоянием и открытым состоянием;[0051] in FIG. 17 is a schematic representation of the structure of the braking device between the folded state and the open state;

[0052] на фиг. 18 показано схематическое изображение конструкции тормозного устройства в открытом состоянии;[0052] in FIG. 18 shows a schematic representation of the structure of the brake device in the open state;

[0053] на фиг. 19 показано схематическое изображение конструкции тормозного устройства на фюзеляже;[0053] in FIG. 19 shows a schematic representation of the structure of the brake device on the fuselage;

[0054] на фиг. 20 показано схематическое изображение взаимодействующей конструкции первого приводного устройства и вращающегося диска;[0054] in FIG. 20 shows a schematic representation of the cooperating structure of the first drive device and the rotating disk;

[0055] на фиг. 21 показано схематическое изображение конструкции наветренной стороны тормозного крыла, обращенной вверх;[0055] in FIG. 21 shows a schematic representation of the design of the windward side of the brake wing, facing up;

[0056] на фиг. 22 показано схематическое изображение конструкции тормозного крыла, распределенного по корпусу воздушного судна;[0056] in FIG. 22 shows a schematic representation of the structure of the brake wing, distributed over the body of the aircraft;

[0057] на фиг. 23 показано схематическое изображение конструкции первого состояния турбинного двигателя обратной тяги и турбинного двигателя тяги;[0057] in FIG. 23 is a schematic representation of the structure of the first state of the reverse thrust turbine engine and the turbine thrust engine;

[0058] на фиг. 24 показано схематическое изображение конструкции второго состояния турбинного двигателя обратной тяги и турбинного двигателя тяги;[0058] in FIG. 24 is a schematic representation of the structure of the second state of the reverse thrust turbine engine and the turbine thrust engine;

[0059] на фиг. 25 показано схематическое изображение конструкции первого состояния, в котором второе приводное устройство, вращающийся диск и турбинный двигатель обратной тяги взаимодействуют друг с другом;[0059] in FIG. 25 is a schematic representation of the structure of the first state in which the second drive device, the rotating disk and the reverse thrust turbine cooperate with each other;

[0060] на фиг. 26 показано схематическое изображение конструкции второго приводного устройства, вращающегося диска и турбинного двигателя обратной тяги во втором состоянии;[0060] in FIG. 26 shows a schematic representation of the structure of the second drive device, the rotating disk and the reverse thrust turbine in the second state;

[0061] на фиг. 27 показан вид сбоку второго состояния, в котором второе приводное устройство, вращающийся диск и турбинный двигатель обратной тяги взаимодействуют друг с другом;[0061] in FIG. 27 is a side view of a second state in which the second driving device, the rotating disk and the reverse thrust turbine are cooperating with each other;

[0062] на фиг. 28 показано схематическое изображение конструкции третьего состояния, в котором второе приводное устройство, вращающийся диск и турбинный двигатель обратной тяги взаимодействуют друг с другом;[0062] in FIG. 28 is a schematic representation of the structure of the third state in which the second drive device, the rotating disk and the reverse thrust turbine cooperate with each other;

[0063] на фиг. 29 показано схематическое изображение конструкции третьего состояния турбинного двигателя обратной тяги и турбинного двигателя тяги;[0063] in FIG. 29 is a schematic representation of the structure of the third state of the reverse thrust turbine engine and the turbine thrust engine;

[0064] на фиг. 30 показано схематическое изображение конструкции нижней части корпуса воздушного судна.[0064] in FIG. 30 shows a schematic representation of the structure of the lower part of the aircraft body.

[0065] На графических материалах, 1. Корпус воздушного судна; 2. Аварийный отсек; 31. Тормозной парашют; 32. Воздушный винт; 4. Армирующая полоса; 5. Демпферный и амортизирующий механизм; 51. Фрикционная пластина; 52. Вертикальная распорка; 53. Упругий компонент; 54. Наклонная распорка; 6. Аккумуляторная батарея; 7. Генератор; 8. Промежуточный слой; 9. Тормозное крыло; 10. Корпус гидравлического штока; 11. Аварийный выход; 12. Гидравлическая шток; 13. Тяговый стержень; 14. Тормозное устройство; 15. Второй тормозной парашют; 16. Вращающийся диск; 161. Зубчатое колесо; 17. Первое приводное устройство; 171. Передаточная шестерня; 18. Турбинный двигатель обратной тяги; 181 - Инжекционное отверстие; 182 - Второе приводное устройство; 183 - Вращающийся диск; 184 - Соединительная часть; 19 - Турбинный двигатель тяги.[0065] In the drawings, 1. Aircraft body; 2. Emergency compartment; 31. Brake parachute; 32. Air screw; 4. Reinforcing strip; 5. Damper and shock-absorbing mechanism; 51. Friction plate; 52. Vertical brace; 53. Elastic component; 54. Inclined strut; 6. Rechargeable battery; 7. Generator; 8. Intermediate layer; 9. Brake wing; 10. Hydraulic rod housing; 11. Emergency exit; 12. Hydraulic rod; 13. Drawbar; 14. Brake device; 15. Second brake chute; 16. Rotating disc; 161. Gear; 17. First drive device; 171. Transmission gear; 18. Turbine reverse thrust engine; 181 - Injection hole; 182 - Second drive device; 183 - Rotating disk; 184 - Connecting part; 19 - Turbine thrust engine.

ОПИСАНИЕ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯDESCRIPTION OF EMBODIMENTS

[0066] Для пояснения цели, технической схемы и преимуществ настоящего изобретения ниже будет подробно описана техническая схема настоящего изобретения. Очевидно, описанные варианты осуществления представляют лишь некоторые варианты осуществления настоящего изобретения, а не все варианты осуществления. На основании данных вариантов осуществления настоящего изобретения все другие варианты осуществления, полученные специалистами в данной области техники без приложения творческих усилий, подпадают под объем защиты настоящего изобретения.[0066] In order to explain the purpose, technical scheme and advantages of the present invention, the technical scheme of the present invention will be described below in detail. Obviously, the described embodiments represent only some embodiments of the present invention, and not all embodiments. Based on these embodiments of the present invention, all other embodiments obtained by those skilled in the art without imaginative effort fall within the protection scope of the present invention.

[0067] Следует понимать, что в описании настоящего изобретения ориентации или взаимные положения, обозначенные терминами «центральный», «длина», «ширина», «высота», «верхний», «нижний», «передний», «задний», «левый», «правый», «вертикальный», «горизонтальный», «верх», «низ», «внутренний», «внешний», «боковой» и т.д., основаны на ориентациях или взаимных положениях, изображенных на графических материалах, которые предназначены исключительно для удобства описания настоящего изобретения и упрощения этого описания, но не указывают или подразумевают, что упомянутые устройства или элементы должны иметь конкретную ориентацию и должны быть построены и работать в конкретной ориентации, и, следовательно, не могут расцениваться как ограничение настоящего изобретения. В описании настоящего изобретения, если не указано иное, термин «множество» обозначает два или больше.[0067] It should be understood that in the description of the present invention, the orientations or relative positions indicated by the terms "central", "length", "width", "height", "upper", "lower", "front", "rear", "left", "right", "vertical", "horizontal", "top", "bottom", "inside", "outside", "side", etc., are based on the orientations or relative positions depicted on the graphic materials, which are intended solely for the convenience of describing the present invention and simplifying this description, but do not indicate or imply that the devices or elements mentioned must have a specific orientation and must be built and operated in a specific orientation, and therefore cannot be regarded as limiting of the present invention. In the description of the present invention, unless otherwise indicated, the term "multiple" means two or more.

[0068] Техническая схема, предоставленная в настоящем изобретении, будет подробнее описана со ссылкой на фиг. 1-15.[0068] The technical diagram provided in the present invention will be described in more detail with reference to FIG. 1-15.

[0069] Вариант осуществления 1:[0069] Embodiment 1:

[0070] Как показано на фиг. 1-15, в этом варианте осуществления предоставлена спасательная система воздушного судна, содержащая корпус 1 воздушного судна. В верхней части корпуса 1 воздушного судна находится открывающийся аварийный отсек 2. Тормозное устройство 3 предусмотрено в аварийном отсеке 2 и тормозное устройство 3 выполнено с возможностью выпуска из аварийного отсека 2 для обеспечения торможения и посадки корпуса 1 воздушного судна. Демпферный и амортизирующий механизм 5 предусмотрен в нижней части корпуса 1 воздушного судна, причем демпферный и амортизирующий механизм 5 предусмотрен телескопически в вертикальном направлении и демпферный и амортизирующий механизм 5 выполнен с возможностью выдвижения в положение ниже шасси воздушного судна для амортизации силы удара при снижении корпуса 1 воздушного судна.[0070] As shown in FIG. 1-15, in this embodiment, an aircraft rescue system comprising an aircraft body 1 is provided. In the upper part of the body 1 of the aircraft there is an opening emergency compartment 2. The braking device 3 is provided in the emergency compartment 2 and the braking device 3 is designed to be released from the emergency compartment 2 to ensure braking and landing of the aircraft body 1. A damper and shock-absorbing mechanism 5 is provided in the lower part of the aircraft body 1, and the damper and shock-absorbing mechanism 5 is provided telescopically in the vertical direction, and the damper and shock-absorbing mechanism 5 is made with the possibility of extension to a position below the aircraft chassis to absorb the impact force when the aircraft body 1 descends. ship.

[0071] В спасательной системе воздушного судна согласно этому варианту осуществления открывающийся аварийный отсек 2 находится в верхней части корпуса 1 воздушного судна. Тормозное устройство 3, расположенное в аварийном отсеке 2, выполнено с возможностью выпуска для того, чтобы способствовать торможению и снижению корпуса 1 воздушного судна, тем самым предотвращая непосредственную потерю управления и крушение воздушного судна и предоставляя пассажирам и бортпроводникам больше времени на спасение. Демпферный и амортизирующий механизм 5 расположен в нижней части корпуса 1 воздушного судна. Демпферный и амортизирующий механизм 5 находится над шасси при обычном полете воздушного судна. В случае аварийной ситуации демпферный и амортизирующий механизм 5 выдвигается в положение ниже шасси. Когда воздушное судно соприкасается с землей, демпферный и амортизирующий механизм 5 первым соприкасается с землей, так что можно амортизировать силу удара при снижении корпуса 1 воздушного судна и можно предотвратить серьезные происшествия, вызванные силой удара при снижении корпуса 1 воздушного судна, для того, чтобы не подвергать риску безопасность пассажиров и важных деталей воздушного судна, и можно уменьшить угрозу для жизни и имущества, вызванную потерей управления воздушным судном.[0071] In the aircraft rescue system according to this embodiment, the opening emergency compartment 2 is located at the top of the aircraft body 1. The braking device 3 located in the emergency compartment 2 is releasable in order to assist in deceleration and lowering of the aircraft body 1, thereby preventing an immediate loss of control and crash of the aircraft and allowing passengers and flight attendants more time to rescue. Damper and damping mechanism 5 is located in the lower part of the body 1 of the aircraft. The damper and shock-absorbing mechanism 5 is located above the landing gear during normal flight of the aircraft. In the event of an emergency, the damper and shock-absorbing mechanism 5 extends to a position below the chassis. When the aircraft touches the ground, the damping and damping mechanism 5 first comes into contact with the ground, so that it is possible to absorb the impact force of the aircraft body 1 descending, and serious accidents caused by the impact force of the aircraft body 1 descending can be prevented, so as not to compromise the safety of passengers and important parts of the aircraft, and the threat to life and property caused by loss of control of the aircraft can be reduced.

[0072] Демпферный и амортизирующий механизм 5 согласно этому варианту осуществления может создавать трение скольжения с землей при контакте с землей для того, чтобы способствовать торможению корпуса 1 воздушного судна и создавать упругую деформацию для амортизации силы удара, направленной вертикально вниз.[0072] The damping and shock absorbing mechanism 5 according to this embodiment can generate sliding friction with the ground upon contact with the ground to help decelerate the aircraft body 1 and generate elastic deformation to absorb vertically downward impact force.

[0073] В частности, в этом варианте осуществления предоставлена конкретная реализация демпферного и амортизирующего механизма 5. Как показано на фиг.9, демпферный и амортизирующий механизм 5 согласно этому варианту осуществления содержит фрикционную пластину 51, вертикальную распорку 52 и упругий компонент 53, при этом вертикальная распорка 52 представляет собой гидравлическую опору, расположенную вертикально, верхний конец вертикальной распорки 52 соединен с нижней частью корпуса 1 воздушного судна, и упругий компонент 53 расположен между вертикальной распоркой и фрикционной пластиной 51 и соединяет вертикальную распорку и фрикционную пластину; фрикционная пластина 51 выполнена с возможностью перемещения в положение ниже шасси, когда вертикальная распорка выдвинута, чтобы обеспечивать трение с землей для торможения, и упругий компонент 53 выполнен с возможностью упругого деформирования, когда фрикционная пластина 51 соприкасается с землей, для амортизации внешней силы.[0073] Specifically, in this embodiment, a specific implementation of the damper and damper mechanism 5 is provided. As shown in FIG. the vertical strut 52 is a vertical hydraulic support, the upper end of the vertical strut 52 is connected to the lower part of the aircraft body 1, and the elastic component 53 is located between the vertical strut and the friction plate 51 and connects the vertical strut and the friction plate; the friction plate 51 is configured to move to a position below the chassis when the vertical strut is extended to provide friction with the ground for braking, and the elastic component 53 is configured to elastically deform when the friction plate 51 contacts the ground to absorb an external force.

[0074] Фрикционная пластина 51 может быть изготовлена из износоустойчивых материалов, таких как композитный материал, содержащий углеродное волокно, что может уменьшить вес пластины. Когда воздушное судно совершает посадку, оно обычно все еще обладает определенной горизонтальной скоростью, и фрикционная пластина 51 может создавать трение скольжения с землей. Трение скольжения используется для способствования быстрому торможению воздушного судна. Телескопическая гидравлическая опора предоставлена в качестве вертикальной распорки, которая может поднимать фрикционную пластину 51 в положение над шасси воздушного судна, когда воздушное судно скользит в обычном режиме, для того, чтобы препятствовать обычному скольжению корпуса 1 воздушного судна. Когда воздушное судно совершает посадку из-за происшествия, вертикальная распорка выдвигается и выталкивает фрикционную пластину 51 в положение ниже шасси, так что фрикционная пластина 51 первая соприкасается с землей. Упругий компонент 53 расположен вертикально и может упруго деформироваться в вертикальном направлении при контакте с землей для того, чтобы амортизировать силу удара в вертикальном направлении и предотвращать серьезное повреждение воздушного судна, вызванное мощной внешней силой удара во время посадки.[0074] The friction plate 51 may be made of wear-resistant materials such as a composite material containing carbon fiber, which can reduce the weight of the plate. When an aircraft lands, it usually still has a certain horizontal speed, and the friction plate 51 can create sliding friction with the ground. Sliding friction is used to help decelerate the aircraft quickly. A telescoping hydraulic support is provided as a vertical strut that can raise the friction plate 51 to a position above the aircraft landing gear when the aircraft is normally sliding to prevent the aircraft body 1 from sliding normally. When an aircraft lands due to an accident, the vertical strut extends and pushes the friction plate 51 to a position below the landing gear so that the friction plate 51 first contacts the ground. The elastic component 53 is located vertically and can be elastically deformed in the vertical direction upon contact with the ground in order to absorb the impact force in the vertical direction and prevent serious damage to the aircraft caused by a strong external impact force during landing.

[0075] А точнее, как показано на фиг. 9, фрикционная пластина 51 проходит в направлении длины корпуса 1 воздушного судна, чтобы обеспечить наличие достаточной площади контакта между воздушным судном и землей во время руления. Больше двух вертикальных распорок соединены с обеими сторонами верхней поверхности фрикционной пластины 51. Вертикальные распорки соединяют множество областей фрикционной пластины 51 с нижней частью воздушного судна для обеспечения устойчивости конструкции. Как показано на фиг. 8, все вертикальные распорки расположены с интервалами вдоль направления протяженности фрикционной пластины 51, так что фрикционная пластина 51 расположена горизонтально. Одновременно с обеспечением устойчивости фрикционной пластины 51 можно уменьшить собственную массу всего воздушного судна. Трение между фрикционной пластиной 51 и землей происходит в горизонтальном направлении, таким образом, быстро снижая скорость воздушного судна в горизонтальном направлении.[0075] More specifically, as shown in FIG. 9, the friction plate 51 extends in the length direction of the aircraft body 1 to ensure that there is sufficient contact area between the aircraft and the ground during taxiing. More than two vertical struts are connected to both sides of the upper surface of the friction plate 51. The vertical struts connect a plurality of areas of the friction plate 51 to the underside of the aircraft for structural stability. As shown in FIG. 8, all vertical struts are spaced along the extension direction of the friction plate 51 so that the friction plate 51 is horizontal. Simultaneously with ensuring the stability of the friction plate 51, it is possible to reduce the own weight of the entire aircraft. The friction between the friction plate 51 and the ground occurs in the horizontal direction, thus rapidly reducing the speed of the aircraft in the horizontal direction.

[0076] В качестве необязательного варианта осуществления, как изображено на фиг. 9, демпферный и амортизирующий механизм 5 согласно этому варианту осуществления дополнительно содержит наклонную распорку 54, причем наклонная распорка 54 представляет собой гидравлическую опору, наклонная распорка 54 расположена под наклоном, и наклонная распорка имеет неподвижный конец, соединенный с нижней частью корпуса 1 воздушного судна, и телескопический конец, соединенный с боковой поверхностью вертикальной распорки. Наклонная распорка находится в выдвинутом состоянии. Когда воздушное судно совершает посадку, так как трение скольжения между фрикционной пластиной 51 и землей направлено горизонтально назад, горизонтальная составляющая опорной силы наклонной распорки, воздействующей на вертикальную распорку, может смещать направленную горизонтально назад силу удара на некоторой части вертикальной распорки, таким образом, обеспечивая структурную прочность и устойчивость вертикальной распорки и всего демпферного и амортизирующего механизма 5.[0076] As an optional embodiment, as shown in FIG. 9, the damping and damping mechanism 5 according to this embodiment further comprises a tilt strut 54, where the tilt strut 54 is a hydraulic support, the tilt strut 54 is inclined, and the tilt strut has a fixed end connected to the lower part of the aircraft body 1, and telescopic end connected to the side surface of the vertical strut. The tilt strut is in the extended state. When an aircraft lands, since the sliding friction between the friction plate 51 and the ground is directed horizontally backward, the horizontal component of the tilt strut bearing force acting on the vertical strut can displace the horizontally rearward impact force on some portion of the vertical strut, thus providing a structural strength and stability of the vertical strut and the entire damping and shock-absorbing mechanism 5.

[0077] Демпферный и амортизирующий механизм 5 в этом варианте осуществления имеет следующие функции. Во-первых, когда воздушное судно совершает обычный полет и посадку, когда выпуск посадочного шасси завершается неудачей, это приведет к трению между корпусом 1 воздушного судна и землей, что станет причиной серьезного повреждения фюзеляжа. Когда обычный выпуск посадочного шасси завершается неудачей, демпферный и амортизирующий механизм 5 согласно этому варианту осуществления может проходить в положение ниже шасси, и фрикционная пластина 51, изготовленная из износоустойчивого материала соприкасается с землей для того, чтобы создать трение скольжения с целью предотвращения повреждения, вызванного трением между фюзеляжем и землей. Демпферный и амортизирующий механизм может выполнять функцию посадочного шасси, способствовать скольжению корпуса воздушного судна и в то же время обеспечивать амортизацию в процессе руления. Демпферный и амортизирующий механизм 5 в этом варианте осуществления обладает двойной функцией для обеспечения безопасной посадки воздушного судна, таким образом, повышая безопасность. Во-вторых, когда в процессе полета происходит механическая поломка воздушного судна, вертикальная распорка выдвигается и выталкивает фрикционную пластину 51 в положение ниже шасси, таким образом, фрикционная пластина 51 соприкасается с землей. Сила трения используется для способствования быстрому торможению воздушного судна с целью предотвращения крушения воздушного судна. Упругий компонент 53 может амортизировать силу удара в вертикальном направлении и предотвращать серьезное повреждение воздушного судна, вызванное мощной силой удара во время посадки. В-третьих, демпферный и амортизирующий механизм 5 и двигатель корпуса воздушного судна являются двумя независимыми системами энергоснабжения, и демпферный и амортизирующий механизм 5 может быть соединен с аккумуляторной батареей. При поломке двигателя демпферный и амортизирующий механизм 5 может продолжать работать, что повышает безопасность.[0077] The damping and damping mechanism 5 in this embodiment has the following functions. First, when the aircraft is in normal flight and landing, when landing gear extension fails, friction between the aircraft body 1 and the ground will result in serious damage to the fuselage. When the normal extension of the landing gear fails, the damping and damping mechanism 5 according to this embodiment can be extended to a position below the landing gear, and the friction plate 51 made of wear-resistant material comes into contact with the ground in order to generate sliding friction to prevent damage caused by friction. between the fuselage and the ground. The damping and shock-absorbing mechanism can act as a landing gear, help the aircraft body slide and at the same time provide shock absorption during taxiing. The damping and damping mechanism 5 in this embodiment has a dual function to ensure the safe landing of the aircraft, thus improving safety. Secondly, when a mechanical failure of the aircraft occurs during flight, the vertical strut extends and pushes the friction plate 51 to a position below the landing gear, so that the friction plate 51 contacts the ground. The frictional force is used to assist in the rapid deceleration of the aircraft in order to prevent the aircraft from crashing. The elastic component 53 can absorb the impact force in the vertical direction and prevent serious damage to the aircraft caused by a strong impact force during landing. Thirdly, the damper and damper mechanism 5 and the engine of the aircraft body are two independent power supply systems, and the damper and damper mechanism 5 can be connected to a battery. If the engine breaks down, the damping and shock-absorbing mechanism 5 can continue to work, which increases safety.

[0078] На основании вышеописанных вариантов осуществления ниже предоставлена конкретная реализация тормозного устройства:[0078] Based on the above embodiments, a specific implementation of the brake device is provided below:

[0079] Вариант осуществления 2:[0079] Embodiment 2:

[0080] Тормозное устройство предусмотрено в аварийном отсеке 2 и выпускается из аварийного отсека 2, когда воздушное судно попадает в происшествие. Тормозное устройство по-прежнему неподвижно соединено с корпусом 1 воздушного судна после выпуска, обеспечивая направленную вверх подъемную силу корпусу 1 воздушного судна и предотвращая потерю управления и непосредственное крушение корпуса 1 воздушного судна. Для обеспечения устойчивого соединения между корпусом 1 воздушного судна и тормозным устройством и предотвращения их разделения при большой внешней силе, в качестве необязательного варианта осуществления, как изображено на фиг.5, промежуточный слой 8 сформирован в кожухе корпуса 1 воздушного судна, причем промежуточный слой 8 находится в сообщении с аварийным отсеком 2, армирующая полоса 4 расположена в промежуточном слое 8, и армирующая полоса 4 прикреплена вокруг корпуса 1 воздушного судна по кругу и проходит внутрь аварийного отсека 2. Тормозное устройство соединено с армирующей полосой 4, что является эквивалентом его контакта с корпусом 1 воздушного судна по кругу. По сравнению с конструкцией, в которой тормозное устройство непосредственно присоединено и прикреплено к определенной точке или нескольким точкам в верхней части корпуса 1 воздушного судна, соединительная конструкция согласно этому варианту осуществления может обеспечить контакт поверхностей корпуса 1 воздушного судна и тормозного устройства и их соединение друг с другом посредством армирующей полосы 4, обеспечивая площадь контакта между ними, следовательно, обеспечивая устойчивость соединительной конструкции между ними и предотвращая разделение корпуса 1 воздушного судна и тормозного устройства.[0080] A braking device is provided in the emergency compartment 2 and is released from the emergency compartment 2 when the aircraft is in an accident. The braking device is still fixedly connected to the aircraft body 1 after release, providing upward lift to the aircraft body 1 and preventing loss of control and direct crash of the aircraft body 1. In order to ensure a stable connection between the aircraft body 1 and the braking device and prevent their separation under a large external force, as an optional implementation, as shown in Fig.5, the intermediate layer 8 is formed in the casing of the aircraft body 1, and the intermediate layer 8 is in communication with the emergency compartment 2, the reinforcing strip 4 is located in the intermediate layer 8, and the reinforcing strip 4 is attached around the body 1 of the aircraft in a circle and extends inside the emergency compartment 2. The braking device is connected to the reinforcing strip 4, which is the equivalent of its contact with the body 1 aircraft in a circle. Compared with the structure in which the braking device is directly attached and attached to a certain point or multiple points in the upper part of the aircraft body 1, the connecting structure according to this embodiment can contact the surfaces of the aircraft body 1 and the braking device and connect them to each other. through the reinforcing strip 4, providing a contact area between them, therefore, ensuring the stability of the connecting structure between them and preventing separation of the body 1 of the aircraft and the braking device.

[0081] Как показано на фиг. 1, на фиг. 2, на фиг. 6 и фиг. 7, множество аварийных отсеков 2 расположены с интервалами в направлении длины корпуса 1 воздушного судна, так что множество тормозных устройств расположены с интервалами в направлении длины корпуса 1 воздушного судна, и все тормозные устройства в аварийном отсеке 2 неподвижно соединены с армирующей полосой 4 для обеспечения устойчивости конструкции. Конкретное количество аварийных отсеков 2 и их тормозных устройств задают в соответствии с фактической ситуацией. Количество тормозных устройств может зависеть от веса корпуса 1 воздушного судна. Существует много тормозных устройств, которые могут обеспечить большую подъемную силу корпусу 1 воздушного судна.[0081] As shown in FIG. 1 in FIG. 2 in FIG. 6 and FIG. 7, a plurality of emergency compartments 2 are spaced along the length direction of the aircraft body 1 so that a plurality of braking devices are spaced along the length direction of the aircraft body 1 and all braking devices in the emergency compartment 2 are fixedly connected to the reinforcement strip 4 for stability. designs. The specific number of emergency compartments 2 and their braking devices are set according to the actual situation. The number of braking devices may depend on the weight of the body 1 of the aircraft. There are many braking devices that can provide more lift to the aircraft body 1.

[0082] Как изображено на фиг. 2-4 и 6-8, тормозное устройство согласно этому варианту осуществления содержит тормозной парашют 31, расположенный на фюзеляже, и тормозной парашют 31, расположенный в хвостовой части корпуса 1 воздушного судна. Тормозной парашют 31 может использовать конструкцию тормозного парашюта со сложенным куполом, такую как в тормозном парашюте известного уровня техники. Тормозной парашют 31 на фюзеляже содержит один уровень (как изображено на фиг. 2-4) или больше двух уровней (как изображено на фиг. 6-8). Когда тормозной парашют 31 содержит больше двух уровней, как изображено на фиг. 6-8, нижняя часть тормозного парашюта 31 на верхнем уровне неподвижно соединена с верхней частью тормозного парашюта 31 на нижнем уровне.[0082] As shown in FIG. 2-4 and 6-8, the braking device according to this embodiment includes a braking chute 31 located on the fuselage and a braking chute 31 located in the tail section of the aircraft body 1. The drogue chute 31 may use a collapsed canopy drogue structure such as the prior art drogue chute. Brake chute 31 on the fuselage contains one level (as shown in Fig. 2-4) or more than two levels (as shown in Fig. 6-8). When the drag chute 31 contains more than two levels, as shown in FIG. 6-8, the lower part of the drogue chute 31 at the upper level is fixedly connected to the upper part of the drogue chute 31 at the lower level.

[0083] Тормозной парашют 31, расположенный в хвостовой части корпуса 1 воздушного судна, в основном используется для способствования торможению воздушного судна, и тормозной парашют 31, расположенный на фюзеляже корпуса 1 воздушного судна, в основном используется для способствования торможению воздушного судна в начале происшествия с воздушным судном, как изображено на фиг. 2 и фиг. 6. После этого тормозной парашют 31 в этом состоянии направлен вертикально вниз, как изображено на фиг. 3 и 7, что, главным образом, обеспечивает подъемную силу воздушному судну, способствует медленному снижению корпуса 1 воздушного судна и обеспечивает безопасность воздушного судна и пассажиров. Когда корпус 1 воздушного судна является большим и тяжелым, из-за ограниченного положения на фюзеляже, может использоваться конструкция тормозного парашюта 31, изображенная на фиг. 6-8, и больше двух уровней тормозных парашютов 31 предусмотрены на фюзеляже корпуса 1 воздушного судна для увеличения подъемной силы тормозного парашюта 31 на корпусе 1 воздушного судна.[0083] The braking chute 31 located in the tail section of the aircraft body 1 is mainly used to assist in braking the aircraft, and the braking chute 31 located in the fuselage of the aircraft body 1 is mainly used to assist in braking the aircraft at the start of an accident from aircraft, as shown in Fig. 2 and FIG. 6. Thereafter, the drag chute 31 is directed vertically downward in this state, as shown in FIG. 3 and 7, which mainly provides lift to the aircraft, contributes to the slow descent of the aircraft body 1, and ensures the safety of the aircraft and passengers. When the aircraft body 1 is large and heavy due to the limited position on the fuselage, the drag chute 31 structure shown in FIG. 6-8, and more than two levels of drogue chutes 31 are provided on the fuselage of the aircraft body 1 to increase the lift of the drogue chute 31 on the aircraft body 1.

[0084] Система принудительного выброса, используемая для выталкивания тормозного устройства, расположенного в аварийном отсеке 2, является испытанной существующей технологией, которая не будет подробно описана в настоящем документе. Открывающий переключатель системы принудительного выброса может быть расположен в задней части салона для предотвращения ложного срабатывания, инициированного пассажирами. Например, переключатель системы принудительного выброса также может быть оснащен защитной крышкой и может быть включен только после того, как защитная крышка разбита аварийным молотком, для предотвращения ложного срабатывания.[0084] The forced ejection system used to eject the brake device located in the emergency compartment 2 is a proven existing technology that will not be described in detail in this document. The release switch for the forced ejection system can be located in the rear of the passenger compartment to prevent false triggering initiated by passengers. For example, the forced ejection system switch can also be equipped with a protective cover, and can only be turned on after the protective cover is broken with an emergency hammer to prevent false operation.

[0085] Вариант осуществления 3:[0085] Embodiment 3:

[0086] В этом варианте осуществления предоставлен другой конкретный вариант осуществления тормозного устройства. Разница между вариантом осуществления 3 и вариантом осуществления 2 заключается в том, как изображено на фиг.10-12, что тормозное устройство согласно этому варианту осуществления содержит воздушный винт 32, расположенный на фюзеляже, и воздушный винт 32 предусматривает один или больше уровней на корпусе 1 воздушного судна. Вращение воздушного винта 32 создает подъемную силу для корпуса 1 воздушного судна для того, чтобы способствовать торможению и снижению корпуса 1 воздушного судна, таким образом, предотвращая непосредственное крушение воздушного судна, вызванное происшествиями. Воздушный винт 32 соединен с силовой установкой, которая является испытанной технологией в области авиации и не будет подробно описана в настоящем документе. Силовая установка воздушного винта 32 и система двигателей воздушного судна являются двумя независимыми системами. Когда возникает происшествие, связанное с двигателем воздушного судна, силовая установка воздушного винта 32 также может использоваться для способствования торможению и снижению воздушного судна. Когда воздушное судно работает в штатном режиме, воздушный винт 32 находится в аварийном отсеке 2. Когда воздушное судно попадает в происшествие, силовую установку воздушного винта 32 можно запустить для того, чтобы вытолкнуть воздушный винт 32 из аварийного отсека 2. В этом варианте осуществления силовая установка воздушного винта 32 используется в качестве тормозного устройства. По сравнению с конструкцией тормозного парашюта 31, посадочная область корпуса 1 воздушного судна может быть выбрана таким образом, чтобы предотвратить падение корпуса 1 воздушного судна на море или склоне. Количество воздушных винтов 32 зависит от веса корпуса 1 воздушного судна.[0086] In this embodiment, another specific embodiment of the braking device is provided. The difference between Embodiment 3 and Embodiment 2 is, as shown in FIGS. 10-12, that the braking device according to this embodiment includes a propeller 32 located on the fuselage, and the propeller 32 provides one or more levels on the housing 1 aircraft. The rotation of the propeller 32 generates lift for the aircraft body 1 to assist in braking and lowering the aircraft body 1, thus preventing the aircraft from crashing directly due to accidents. The propeller 32 is connected to a propulsion system, which is a proven technology in the field of aviation and will not be described in detail in this document. The propeller power plant 32 and the aircraft engine system are two independent systems. When an aircraft engine accident occurs, the propeller propulsion unit 32 can also be used to assist in braking and lowering the aircraft. When the aircraft is operating normally, the propeller 32 is in the emergency compartment 2. When the aircraft is involved in an accident, the propeller propulsion unit 32 can be started to push the propeller 32 out of the emergency compartment 2. In this embodiment, the propulsion unit propeller 32 is used as a braking device. Compared with the structure of the drag chute 31, the landing area of the aircraft body 1 can be selected so as to prevent the aircraft body 1 from falling on the sea or a slope. The number of propellers 32 depends on the weight of the body 1 of the aircraft.

[0087] Предпочтительно, как показано на фиг. 11 и фиг. 12, воздушный винт 32 соединен с генератором 7, генератор электрически соединен с аккумуляторной батареей 6, и аккумуляторная батарея 6 электрически соединена с электрическим устройством в корпусе 1 воздушного судна. С помощью вышеописанной конструкции вращающийся воздушный винт 32 может использоваться для генерирования электричества, и электроэнергия может храниться в аккумуляторной батарее 6 для подачи энергии электрическому устройству в воздушном судне, такому как силовая установка воздушного винта 32. Линия энергоснабжения аккумуляторной батареи 6 является независимой линией энергоснабжения основной электрической цепи в воздушном судне, которая может предоставить резервную линию для воздушного судна при отказе двигателя. Технология генерирования энергии генератором 7 является испытанной технологией в данной области техники, которая в основном использует внешнее механическое усилие во время вращения воздушного винта 32 для того, чтобы принудительно вращать токопроводящую катушку в магнитном поле, которая непрерывно пересекает линию магнитной индукции, для генерирования электродвижущей силы индукции, что не будет подробно описано в настоящем документе.[0087] Preferably, as shown in FIG. 11 and FIG. 12, the propeller 32 is connected to the generator 7, the generator is electrically connected to the battery 6, and the battery 6 is electrically connected to an electrical device in the body 1 of the aircraft. With the above structure, the rotary propeller 32 can be used to generate electricity, and the electric power can be stored in the battery 6 to supply power to an electrical device in the aircraft, such as a propeller power plant 32. The power supply line of the battery 6 is an independent power supply line of the main electrical a circuit in an aircraft that can provide a backup line for an aircraft in the event of an engine failure. The power generation technology of the generator 7 is a proven technology in the art, which mainly uses an external mechanical force during the rotation of the propeller 32 to force the current-carrying coil to rotate in a magnetic field that continuously crosses a magnetic induction line to generate an electromotive force of induction. which will not be described in detail in this document.

[0088] Вариант осуществления 4:[0088] Embodiment 4:

[0089] Этот вариант осуществления является усовершенствованием вышеописанных вариантов осуществления. Корпус 1 воздушного судна использует тормозной парашют 31 и/или воздушный винт 32 и фрикционную пластину 51 для торможения. Для того чтобы обеспечить быстрое торможение воздушного судна в случае происшествия, в качестве необязательного варианта осуществления, как изображено на фиг. 13-15, в этом варианте осуществления тормозные крылья 9 также расположены на обеих сторонах корпуса 1 воздушного судна. Тормозные крылья 9 имеют дугообразную структуру, выступающую к носовой части, с каждой стороны расположено больше двух тормозных крыльев 9, и все тормозные крылья 9, находящиеся на одной и той же стороне корпуса 1 воздушного судна, расположены с интервалами в направлении длины корпуса 1 воздушного судна. Как показано на фиг. 22, тормозные крылья 9 жестко или подвижно соединены с корпусом 1 воздушного судна; при этом с каждой стороны находятся больше двух тормозных крыльев 9, и все тормозные крылья, расположенные на одной стороне корпуса 1 воздушного судна, имеют m рядов на корпусе и n столбцов, где m и n положительные целые числа, а тормозные крылья 9 в соседних строках или столбцах располагаются в шахматном порядке.[0089] This embodiment is an improvement on the embodiments described above. The aircraft body 1 uses a brake chute 31 and/or a propeller 32 and a friction plate 51 for braking. In order to allow the aircraft to decelerate quickly in the event of an accident, optionally as shown in FIG. 13-15, in this embodiment, the brake wings 9 are also located on both sides of the body 1 of the aircraft. Brake wings 9 have an arcuate structure protruding towards the nose, more than two brake wings 9 are located on each side, and all brake wings 9 located on the same side of the aircraft body 1 are spaced in the direction of the length of the aircraft body 1 . As shown in FIG. 22, the brake wings 9 are rigidly or movably connected to the body 1 of the aircraft; at the same time, there are more than two brake wings 9 on each side, and all brake wings located on one side of the aircraft body 1 have m rows on the body and n columns, where m and n are positive integers, and brake wings 9 in adjacent rows or columns are staggered.

[0090] Как показано на фиг. 13, множество тормозных крыльев 9 с дугообразной структурой на корпусе 1 воздушного судна могут способствовать торможению воздушного судна. Множество тормозных крыльев 9 расположены с интервалами на обеих сторонах корпуса 1 воздушного судна, как изображено на фиг. 9, что может увеличить аэродинамическое сопротивление и обеспечить равновесие обеих сторон корпуса 1 воздушного судна.[0090] As shown in FIG. 13, a plurality of braking wings 9 with an arcuate structure on the aircraft body 1 can contribute to the braking of the aircraft. A plurality of brake wings 9 are arranged at intervals on both sides of the aircraft body 1 as shown in FIG. 9, which can increase the aerodynamic drag and balance both sides of the aircraft body 1.

[0091] Для того чтобы уменьшить влияние тормозного крыла 9 на скорость во время обычного полета воздушного судна, тормозное крыло 9 в этом варианте осуществления является складываемым. Когда воздушное судно летит в штатном режиме, тормозное крыло 9 сложено, как изображено на фиг. 14, для уменьшения влияния на скорость корпуса 1 воздушного судна. Когда воздушное судно сталкивается с происшествием или ему необходимо быстро затормозить, как изображено на фиг. 13, тормозное крыло 9 открывается для способствования быстрому торможению корпуса 1 воздушного судна.[0091] In order to reduce the impact of the brake wing 9 on the speed during normal flight of the aircraft, the brake wing 9 in this embodiment is foldable. When the aircraft is in normal flight, the brake wing 9 is folded as shown in FIG. 14 to reduce the effect on the speed of the aircraft body 1. When an aircraft encounters an incident or needs to brake quickly, as shown in FIG. 13, the braking wing 9 is opened to assist in the quick deceleration of the aircraft body 1.

[0092] В этом варианте осуществления предоставлен конкретный вариант осуществления складываемой конструкции тормозного крыла 9. Как показано на фиг. 15, тормозное крыло 9 соединено с возможностью поворота с корпусом 1 воздушного судна. В частности, одна сторона тормозного крыла 9 шарнирно соединена с корпусом 1 воздушного судна, и гидравлический шток в сборе расположен между боковой стороной тормозного крыла 9, направленной от носовой части, и корпусом 1 воздушного судна. Гидравлический шток в сборе содержит один или больше корпусов 10 гидравлических штоков. Как показано на фиг. 15, гидравлический цилиндр в сборе содержит три гидравлических штока, которые соответственно соединяют левую и правую стороны и среднюю область тормозного крыла 9 с корпусом 1 воздушного судна. В частности, неподвижные концы корпусов 10 гидравлических штоков неподвижно соединены с корпусом 1 воздушного судна, и телескопические концы корпусов 10 гидравлических штоков неподвижно соединены с тормозным крылом 9.[0092] In this embodiment, a specific embodiment of the foldable brake wing structure 9 is provided. As shown in FIG. 15, the brake wing 9 is rotatably connected to the body 1 of the aircraft. In particular, one side of the brake wing 9 is pivotally connected to the aircraft body 1, and the hydraulic rod assembly is located between the nose side side of the brake wing 9 and the aircraft body 1. The hydraulic rod assembly contains one or more housings 10 hydraulic rods. As shown in FIG. 15, the hydraulic cylinder assembly includes three hydraulic rods, which respectively connect the left and right sides and the middle region of the brake wing 9 to the aircraft body 1. In particular, the fixed ends of the hydraulic rod housings 10 are fixedly connected to the aircraft body 1, and the telescopic ends of the hydraulic rod housings 10 are fixedly connected to the brake wing 9.

[0093] Тормозное крыло 9 имеет развернутое состояние (как изображено на фиг. 13) и сложенное состояние (как изображено на фиг. 14). Когда все гидравлические штоки 10 втягиваются, гидравлический шток может потянуть тормозное крыло 9 таким образом, чтобы оно поворачивалось по направлению к корпусу 1 воздушного судна, чтобы тормозное крыло 9 находилось в сложенном состоянии. Когда все гидравлические штоки выдвигаются, как изображено на фиг. 15, гидравлические штоки толкают тормозное крыло 9 таким образом, чтобы оно поворачивалось в направлении от корпуса 1 воздушного судна, чтобы тормозное крыло 9 находилось в развернутом состоянии.[0093] The brake wing 9 has a deployed state (as shown in Fig. 13) and a collapsed state (as shown in Fig. 14). When all the hydraulic rods 10 are retracted, the hydraulic rod can pull the brake wing 9 so that it rotates towards the aircraft body 1 so that the brake wing 9 is in the stowed state. When all hydraulic rods are extended, as shown in FIG. 15, hydraulic rods push the brake wing 9 so that it rotates away from the aircraft body 1 so that the brake wing 9 is in the deployed state.

[0094] Корпус 1 воздушного судна обычно оснащен аварийным выходом, через который пассажирам и экипажу удобно покидать судно в случае аварии. Однако аварийные выходы ограничены. Для того чтобы помочь пассажирам быстро эвакуироваться в случае аварии, в качестве необязательного варианта осуществления, как изображено на фиг. 15, в этом варианте осуществления аварийный выход 11 предоставлен в положении, соответствующем каждому тормозному крылу 9 на корпусе 1 воздушного судна, и аварийный выход 11 выполнен с возможностью накрывания тормозным крылом 9 в сложенном состоянии. Во время обычного полета тормозное крыло 9 перекрывает аварийный выход 11 и не дает открыть его в целях обеспечения безопасности. Аварийный выход 11 оснащен дверью, которая может двигаться в направлениях «на себя» и «от себя»; и аварийный выход 11 оснащен раздвижной аварийной лестницей. Аварийная лестница использует существующую конструкцию аварийной лестницы на воздушном судне, которая не будет подробно описана в настоящем документе. Когда на воздушном судне возникает происшествие, такое как отказ двигателя, тормозное крыло 9 раскрывается и в это же время пассажиры могут открыть дверь наружу и покинуть судно через аварийный выход, чтобы помочь быстрой эвакуации пассажиров.[0094] The body 1 of the aircraft is usually equipped with an emergency exit, through which it is convenient for passengers and crew to leave the aircraft in the event of an accident. However, emergency exits are limited. In order to help passengers quickly evacuate in the event of an accident, as an optional embodiment, as shown in FIG. 15, in this embodiment, an emergency exit 11 is provided in a position corresponding to each brake wing 9 on the aircraft body 1, and the emergency exit 11 is configured to be covered by the brake wing 9 in a collapsed state. During normal flight, the brake wing 9 closes the emergency exit 11 and prevents it from being opened for safety reasons. Emergency exit 11 is equipped with a door that can move in and out directions; and emergency exit 11 is equipped with a sliding emergency ladder. The emergency ladder uses an existing aircraft emergency ladder design that will not be detailed in this document. When an accident occurs on the aircraft, such as an engine failure, the brake wing 9 opens and at the same time, passengers can open the door to the outside and leave the aircraft through the emergency exit to help the passengers quickly evacuate.

[0095] Корпус 1 воздушного судна согласно этому варианту осуществления дополнительно оснащен лазерной системой перехвата ракет, которая является испытанной технологией в существующих воздушных судах, и обычно содержит аккумуляторную батарею, систему раннего оповещения, систему обнаружения, компьютерную систему и систему запуска, и перехватывает ракеты и тому подобное в случае опасной ситуации в целях обеспечения безопасности.[0095] The aircraft body 1 according to this embodiment is further equipped with a laser missile interception system, which is a proven technology in existing aircraft, and usually contains a battery, an early warning system, a detection system, a computer system and a launch system, and intercepts missiles and the like in the event of a dangerous situation in order to ensure safety.

[0096] В соответствии со спасательной системой воздушного судна согласно этому варианту осуществления, когда воздушное судно сталкивается с механической поломкой или отказом системы безопасности, вызванными человеческим фактором, в процессе полета, система может предоставить пассажирам больше времени на спасение, способствовать снижению и посадке воздушного судна, в некоторой степени предотвратить серьезную проблему, связанную с крушением воздушного судна и гибелью людей и гарантировать безопасность полета воздушного судна.[0096] According to the aircraft rescue system of this embodiment, when the aircraft encounters a mechanical failure or safety system failure caused by human error during flight, the system can provide more time for passengers to rescue, assist in the descent and landing of the aircraft. , to some extent prevent the serious problem of aircraft crash and loss of life, and guarantee the safety of aircraft flight.

[0097] Вариант осуществления 5:[0097] Embodiment 5:

[0098] Чтобы сделать посадку корпуса воздушного судна более безопасной и плавной, тормозные крылья 9 данного варианта осуществления установлены с возможностью вращения на корпусе 1 воздушного судна. Как показано на фиг. 15, фиг. 20 и фиг. 21, корпус 1 воздушного судна снабжен первым приводным узлом, который включает в себя первое приводное устройство 17 и вращающийся диск 16, при этом: тормозные крылья 9 и гидравлический шток в сборе расположены на вращающемся диске 16, как показано на фиг. 20, два или более первых приводных устройства 17 соединены с одним и тем же вращающимся диском 16, первое приводное устройство 17 может представлять собой двигатель, выходной вал первого приводного устройства 17 снабжен передаточной шестерней 171, а зубчатое колесо 161 предусмотрено в окружном направлении вращающегося диска 16. Зубчатое колесо 161 входит в зацепление с передаточной шестерней 16. Первое приводное устройство 17, подключенное к одному и тому же вращающемуся диску 16, может приводить в движение вращающийся диск 16 и тормозные крылья 9 на вращающемся диске 16 для реализации вращения при синхронном вращении, таким образом наветренная поверхность тормозного крыла 9 поворачивается между передней частью корпуса 1 и верхней стороной корпуса 1 воздушного судна.[0098] In order to make the landing of the aircraft body safer and smoother, the brake wings 9 of this embodiment are rotatably mounted on the aircraft body 1. As shown in FIG. 15, fig. 20 and FIG. 21, the aircraft body 1 is provided with a first drive assembly which includes a first drive device 17 and a rotating disk 16, wherein: the brake wings 9 and hydraulic rod assembly are located on the rotating disk 16 as shown in FIG. 20, two or more first driving devices 17 are connected to the same rotating disk 16, the first driving device 17 may be a motor, the output shaft of the first driving device 17 is provided with a transmission gear 171, and the gear wheel 161 is provided in the circumferential direction of the rotating disk 16 The gear wheel 161 engages with the transmission gear 16. The first driving device 17 connected to the same rotating disk 16 can drive the rotating disk 16 and the brake wings 9 on the rotating disk 16 to realize rotation in synchronous rotation, such thus, the windward surface of the brake wing 9 rotates between the front of the body 1 and the upper side of the body 1 of the aircraft.

[0099] Среди них двигатели, подключенные к одному и тому же вращающемуся диску 16, могут быть электрически связаны с системой управления воздушного судна, поэтому двигатели, подключенные к одному и тому же вращающемуся диску 16, могут синхронно вращаться в одном направлении. Как показано на фиг. 15 и 20, когда двигатель вращается, он приводит во вращение вращающийся диск 16 и тормозные крылья 9 на вращающемся диске 16. Как показано на фиг. 13, когда наветренная поверхность тормозного крыла 9 направлена к передней части корпуса воздушного судна, она может создавать сопротивление для замедления корпуса 1 воздушного судна, что способствует замедлению воздушного судна; как показано на фиг. 21, когда наветренная поверхность тормозного крыла 9 направлена к верхней стороне корпуса воздушного судна, может создаваться сопротивление для предотвращения опускания корпуса 1 воздушного судна, что способствует медленному и стабильному снижению корпуса воздушного судна.[0099] Among them, the motors connected to the same rotary disc 16 can be electrically connected to the aircraft control system, so the motors connected to the same rotary disc 16 can rotate in the same direction synchronously. As shown in FIG. 15 and 20, as the motor rotates, it drives the rotating disk 16 and the brake wings 9 on the rotating disk 16. As shown in FIG. 13, when the windward surface of the brake wing 9 is directed towards the front of the aircraft body, it can create resistance to decelerate the aircraft body 1, which contributes to the deceleration of the aircraft; as shown in FIG. 21, when the windward surface of the brake wing 9 is directed toward the upper side of the aircraft body, resistance can be generated to prevent the aircraft body 1 from lowering, which contributes to the slow and steady descent of the aircraft body.

[00100] Когда воздушное судно попадает в кризисную ситуацию, тормозные крылья могут быть открыты, чтобы сначала уменьшить скорость движения воздушного судна. Когда скорость воздушного судна снижается до определенного уровня, тормозные крылья 9 могут быть повернуты на 90° через первый приводной узел, а наветренная поверхность тормозных крыльев 9 используется для создания сопротивления снизу вверх, так что корпус 1 воздушного судна медленно опускается. Среди прочего, когда наветренная поверхность тормозных крыльев 9 направлена вверх, она может взаимодействовать с такими конструкциями, как парашют, чтобы корпус 1 воздушного судна опускался более плавно.[00100] When an aircraft enters a crisis situation, the brake wings may be opened to initially reduce the speed of the aircraft. When the aircraft speed decreases to a certain level, the brake wings 9 can be rotated 90° through the first drive unit, and the windward surface of the brake wings 9 is used to create resistance from the bottom up, so that the aircraft body 1 slowly lowers. Among other things, when the windward surface of the brake wings 9 is directed upwards, it can cooperate with structures such as a parachute so that the aircraft body 1 descends more smoothly.

[00101] Вариант осуществления 6:[00101] Embodiment 6:

[00102] В случае возникновения чрезвычайной ситуации, чтобы обеспечить дальнейшую стабильную и безопасную посадку корпуса воздушного судна, как показано на фиг. 23-27, корпус воздушного судна также снабжен турбинным двигателем тяги 19 и турбинным двигателем обратной тяги, кроме того, инжекционное отверстие турбинного двигателя тяги 19 расположено по направлению к задней части корпуса воздушного судна; конкретные конструкции впрыска у турбинного двигателя тяги 19 и турбинного двигателя обратной тяги одинаковы, и оба являются зрелыми существующими технологиями в данной области техники. Конструкция двигателей в качестве обычного силового механизма самолета здесь не описывается.[00102] In the event of an emergency, in order to ensure further stable and safe landing of the aircraft body, as shown in FIG. 23-27, the aircraft body is also provided with a turbine thrust motor 19 and a reverse thrust turbine motor, in addition, the injection port of the turbine thrust motor 19 is located towards the rear of the aircraft body; the specific injection designs of the thrust turbine engine 19 and the reverse thrust turbine engine are the same, and both are mature existing technologies in the art. The design of the engines as a conventional aircraft propulsion mechanism is not described here.

[00103] Турбинный двигатель тяги 19 перемещается к задней части корпуса воздушного судна, чтобы корпус воздушного судна создавал прямую тягу. Такая конструкция представляет собой существующую обычную конструкцию воздушного судна; когда воздушному судну необходимо приземлиться в аварийной ситуации, турбинный двигатель обратной тяги может снизить скорость воздушного судна и помочь ему при медленной посадке. В частности, как показано на фиг. 23-27, турбинный двигатель обратной тяги данного варианта осуществления соединен со вторым приводным узлом, который включает в себя второе приводное устройство 182, вращающийся диск 183 и соединительную часть 184, при этом: второе приводное устройство 182 может представлять собой рулевой механизм и т.д. Выходные концы двух или более вторых приводных устройств 182 приводно соединены с одним и тем же вращающимся диском 183, то есть рулевые колеса нескольких рулевых механизмов соединены с одним и тем же вращающимся диском 183, а концы такой же соединительной части 184 соединены с турбинным двигателем обратной тяги. Средняя часть соединительной части 184 соединена с вращающимся диском 183. При соединении с таким же вращающимся диском 183 второе приводное устройство 182 (например, рулевой механизм) может приводить в движение вращающийся диск 183 и находиться на вращающемся диске 183 при синхронном вращении. Соединительная часть 184 турбинного двигателя обратной тяги вращается, а инжекционное отверстие 181 турбинного двигателя обратной тяги может вращаться между положением, обращенным к передней части корпуса воздушного судна, к нижней части корпуса воздушного судна и к верхней стороне корпуса воздушного судна.[00103] The turbine thrust engine 19 is moved to the rear of the aircraft body to provide forward thrust to the aircraft body. This design is an existing conventional aircraft design; When an aircraft needs to land in an emergency, the reverse thrust turbine engine can reduce the aircraft's speed and help it land slowly. In particular, as shown in FIG. 23-27, the reverse thrust turbine motor of this embodiment is connected to a second drive assembly which includes a second drive device 182, a rotating disk 183, and a connecting part 184, where: the second drive device 182 may be a steering mechanism, etc. . The output ends of two or more second drive devices 182 are driven connected to the same rotary disk 183, i.e. the steering wheels of several steering mechanisms are connected to the same rotary disk 183, and the ends of the same connecting part 184 are connected to the reverse thrust turbine engine. . The middle part of the connecting part 184 is connected to the rotating disk 183. When connected to the same rotating disk 183, the second drive device 182 (for example, a steering gear) can drive the rotating disk 183 and be on the rotating disk 183 while rotating synchronously. The reverse thrust turbine connection portion 184 is rotatable, and the reverse thrust turbine injection port 181 is rotatable between a position facing the front of the aircraft body, the bottom of the aircraft body, and the upper side of the aircraft body.

[00104] Как показано на фиг. 25-27, множество двигателей рулевого управления в качестве второго приводного устройства 182 соединены с направлением по окружности вращающегося диска 183 через их диски рулевого управления, которые могут обеспечивать достаточную мощность для вращения вращающегося диска 183. Центр диска рулевого управления соединен с турбинным двигателем обратной тяги через соединительную часть 184, а соединительная часть 184 может представлять собой соединительную пластину, шатун, соединительный блок и т.д. Когда все диски рулевого управления вращаются синхронно, вращающийся диск 183, а также соединительная часть 184 и турбинный двигатель обратной тяги приводятся во вращение.[00104] As shown in FIG. 25-27, a plurality of steering motors as a second drive device 182 are connected to the circumferential direction of the rotating disk 183 through their steering disks, which can provide sufficient power to rotate the rotating disk 183. The center of the steering disk is connected to the reverse thrust turbine motor through connecting part 184, and connecting part 184 may be a connecting plate, connecting rod, connecting block, etc. When all the steering discs rotate synchronously, the rotating disc 183 as well as the connecting part 184 and the reverse thrust turbine motor are driven.

[00105] Как показано на фиг. 23 и 25, направление пунктирной стрелки на фигуре представляет направление впрыска турбинного двигателя обратной тяги 18, а направление сплошной стрелки представляет направление вращения вращающегося диска 183. Когда инжекционное отверстие 181 турбинного двигателя обратной тяги 18 обращено к передней части корпуса 1 воздушного судна, создается обратная тяга, помогающая корпусу 1 воздушного судна замедлиться; когда скорость воздушного судна уменьшается до определенной степени, второе приводное устройство 182, подключенное к тому же вращающемуся диску 183, вращается синхронно, а вращающийся диск 183 поворачивается на 90°, как показано на фиг. 26 и 27. Инжекционное отверстие 181 турбинного двигателя обратной тяги 18 установлено вниз для создания восходящей тяги, которая может способствовать медленной посадке воздушного судна. Когда скорость воздушного судна слишком мала, как показано на фиг. 28 и 29, инжекционное отверстие 181 турбинного двигателя обратной тяги 18 устанавливается вверх, и инжекционное отверстие 181 турбинного двигателя обратной тяги 18 впрыскивается вверх для создания нисходящей тяги, которая может помочь воздушного судну приземлиться с соответствующей скоростью.[00105] As shown in FIG. 23 and 25, the direction of the dotted arrow in the figure represents the direction of injection of the turbine reverse thrust motor 18, and the direction of the solid arrow represents the direction of rotation of the rotating disc 183. to help aircraft body 1 slow down; when the aircraft speed decreases to a certain extent, the second drive device 182 connected to the same rotary disk 183 rotates synchronously, and the rotary disk 183 rotates 90°, as shown in FIG. 26 and 27. Injection port 181 of reverse thrust turbine engine 18 is mounted downward to provide upward thrust, which may aid in slow landing of the aircraft. When the aircraft speed is too low, as shown in FIG. 28 and 29, the injection port 181 of the reverse thrust turbine 18 is mounted upward, and the injection port 181 of the reverse thrust turbine 18 is injected upward to generate downward thrust that can help the aircraft land at an appropriate speed.

[00106] В конструкции турбинного двигателя обратной тяги в данном варианте осуществления инжекционное отверстие 181 может быть обращено вперед, над и под корпусом летательного аппарата, помогая корпусу воздушного судна, чтобы снизить скорость полета и поддерживать скорость снижения корпуса воздушного судна на соответствующем уровне, что может дополнительно обеспечить безопасность пассажиров в экстренных случаях.[00106] In the design of the reverse thrust turbine engine in this embodiment, the injection port 181 may face forward, above and below the aircraft body, helping the aircraft body to reduce the airspeed and maintain the rate of descent of the aircraft body at an appropriate level, which can additionally ensure the safety of passengers in emergency cases.

[00107] Среди прочего, турбинный двигатель обратной тяги 18 данного варианта осуществления может использоваться вместе с парашютом или использоваться отдельно.[00107] Among other things, the reverse thrust turbine engine 18 of this embodiment can be used together with a parachute or used separately.

[00108] Для обеспечения плавного снижения воздушного судна и обеспечения безопасности человека и машины. В качестве необязательного варианта осуществления, как показано на фиг. 30, этот вариант осуществления включает четыре турбинных двигателя обратной тяги 18, которые расположены соответственно на крыльях с обеих сторон, в нижней части носовой части и в нижней части хвостовой части. Турбинные двигатели обратной тяги в нижней части носовой части и в нижней части хвостовой части жестко соединены с корпусом воздушного судна без вращения.[00108] To ensure a smooth descent of the aircraft and ensure the safety of man and machine. As an optional embodiment, as shown in FIG. 30, this embodiment includes four reverse thrust turbine engines 18, which are respectively located on the wings on both sides, at the bottom of the nose and at the bottom of the tail. The reverse thrust turbine engines in the lower part of the nose and in the lower part of the tail are rigidly connected to the aircraft body without rotation.

[00109] Когда воздушному судну необходимо приземлиться в аварийной ситуации, турбинные двигатели обратной тяги, расположенные в нижней части носовой части и нижней части хвостовой части, запускаются, чтобы помочь воздушному судну замедлить и снизить скорость, и в то же время турбинные двигатели обратной тяги, расположенные на обоих крыльях, запускаются одновременно, когда турбинный двигатель 18 с обратной тягой Когда реактивный порт 181 обращен к передней части корпуса 1 летательного аппарата, он генерирует обратную тягу, чтобы помочь корпусу 1 летательного аппарата замедлиться; когда инжекционное отверстие 181 турбинного двигателя обратной тяги 18 обращено к передней части корпуса 1 воздушного судна, создается обратная тяга, помогающая корпусу 1 воздушного судна замедлиться; когда скорость воздушного судна снижается до определенного уровня, вращающийся диск 183 поворачивается на 90°, и инжекционное отверстие 181 может поворачиваться вверх и вниз. Когда местная скорость снижения воздушного судна слишком мала, инжекционное отверстие 181 турбинного двигателя обратной тяги 18 обращено вверх, когда скорость снижения корпуса 1 воздушного судна слишком мала, инжекционное отверстие 181 турбинного двигателя обратной тяги 18 обращено вниз, так что скорость снижения воздушного судна может быть эффективно отрегулирована и баланс корпуса воздушного судна сохраняется.[00109] When an aircraft needs to land in an emergency, the reverse thrust turbine engines located at the bottom of the nose and the bottom of the tail are fired to help the aircraft slow down and reduce speed, and at the same time, the reverse thrust turbine engines, located on both wings are fired simultaneously when the reverse thrust turbine engine 18 When the jet port 181 faces the front of the aircraft body 1, it generates reverse thrust to help the aircraft body 1 slow down; when the injection port 181 of the reverse thrust turbine engine 18 faces the front of the aircraft body 1, reverse thrust is generated to help the aircraft body 1 slow down; when the aircraft speed drops to a certain level, the rotary disk 183 rotates 90°, and the injection port 181 can rotate up and down. When the local rate of descent of the aircraft is too low, the injection port 181 of the turbine reverse-thrust motor 18 faces upward, when the rate of descent of the aircraft body 1 is too low, the injection port 181 of the turbine reverse-thrust motor 18 faces downward, so that the rate of descent of the aircraft can be effectively adjusted and the balance of the aircraft body is maintained.

[00110] Корпус воздушного судна имеет резервный источник питания, который может использовать солнечную энергию или энергию пропеллера, а также другие устройства для хранения электроэнергии в батарее. Линия электропитания аккумуляторной батареи 6 и главная цепь в самолете являются независимыми линиями электропитания, которые могут обеспечивать резервные линии для воздушного судна в случае отказа двигателя.[00110] The aircraft body has a backup power source that can use solar power or propeller power, as well as other devices to store electricity in a battery. The battery power line 6 and the main circuit in the aircraft are independent power lines that can provide backup lines for the aircraft in the event of an engine failure.

[00111] Корпус воздушного судна также снабжен системой раннего предупреждения и системой обнаружения. Система раннего предупреждения и система обнаружения электрически связаны с блоком управления корпуса воздушного судна и двигателем корпуса воздушного судна. При обнаружении отказа двигателя система датчиков отправляет сигнал на блок управления. После того, как блок управления получает сигнал, он управляет запуском тормозных крыльев и турбинного двигателя обратной тяги, а система раннего предупреждения выдает сигнал тревоги для напоминания персоналу воздушного судна.[00111] The aircraft body is also equipped with an early warning system and a detection system. The early warning system and the detection system are electrically connected to the aircraft body control unit and the aircraft body engine. When an engine failure is detected, the sensor system sends a signal to the control unit. After the control unit receives the signal, it controls the launch of the brake wings and the reverse thrust turbine, and the early warning system issues an alarm to remind aircraft personnel.

[00112] Вариант осуществления 7:[00112] Embodiment 7:

[00113] В качестве альтернативного способа реализации, как показано на фиг. 16-19, спасательная система воздушного судна по данному варианту осуществления дополнительно снабжена тормозным устройством 14, гидравлическим штоком 12 и тяговым стержнем 13 на фюзеляже, при этом: как показано на фиг.19, тормозное устройство 14 проходит в продольном направлении фюзеляжа. Тормозное устройство 14 соединено с фюзеляжем с возможностью вращения рядом с внутренней стороной фюзеляжа. Верхний конец тормозного устройства 14 соединен с гидравлическим штоком 12, а фиксированный конец гидравлического штока 12 шарнирно прикреплен к фюзеляжу, его телескопический конец шарнирно соединен с верхней поверхностью середины тормозного устройства 14; два конца тягового стрежня 13 соответственно соединены с нижней поверхностью корпуса и серединой тормозного устройства 14, а тяговый стержень 13 представляет собой телескопический стержень.[00113] As an alternative implementation, as shown in FIG. 16-19, the aircraft rescue system of this embodiment is further provided with a braking device 14, a hydraulic rod 12 and a traction rod 13 on the fuselage, wherein: as shown in FIG. 19, the braking device 14 extends in the longitudinal direction of the fuselage. The braking device 14 is rotatably connected to the fuselage near the inside of the fuselage. The upper end of the brake device 14 is connected to the hydraulic rod 12, and the fixed end of the hydraulic rod 12 is hinged to the fuselage, its telescopic end is hinged to the upper surface of the middle of the brake device 14; the two ends of the pull rod 13 are respectively connected to the lower surface of the body and the middle of the brake device 14, and the pull rod 13 is a telescopic rod.

[00114] Тормозное устройство 14 и фюзеляж имеют сложенное состояние и открытое состояние; среди прочего, как показано на фиг. 16, в сложенном состоянии тяговый стержень 13 находится в сжатом состоянии, гидравлический шток 12 втягивается, а тормозное устройство 14 складывается на фюзеляже. Как показано на фиг. 17 и 18 и фиг. 19, когда гидравлический шток 12 выдвигается, тормозное устройство 14 тянется для вращения, а тяговый стержень 13 выдвигается, так что тормозное устройство 14 находится в открытом состоянии. В это время тормозное устройство 14 способствует плавному замедлению воздушного судна, помогая пассажирам получить больше времени для ухода, способствуя замедлению воздушного судна, помогая ему снижаться и приземляться, в определенной степени позволяет избежать серьезной проблемы разрушения воздушного судна и гибели людей, а также обеспечивает большую гарантию безопасности летящего в воздухе воздушного судна.[00114] The brake device 14 and the fuselage have a folded state and an open state; among other things, as shown in FIG. 16, in the folded state, the traction rod 13 is in a compressed state, the hydraulic rod 12 is retracted, and the braking device 14 is folded on the fuselage. As shown in FIG. 17 and 18 and figs. 19, when the hydraulic rod 12 is extended, the brake device 14 is pulled to rotate, and the pull rod 13 is extended so that the brake device 14 is in the open state. At this time, the brake device 14 contributes to the smooth deceleration of the aircraft, helping passengers to get more time to get away, contributing to the deceleration of the aircraft, helping it descend and land, avoiding the serious problem of aircraft destruction and loss of life to a certain extent, and provide a greater guarantee the safety of an airborne aircraft.

[00115] Тормозное устройство 14 может представлять собой тормозное крыло. Полезная модель снабжена ребрами жесткости.[00115] The braking device 14 may be a braking wing. The utility model is provided with stiffening ribs.

[00116] Второй тормозной парашют 15 также предусмотрен на крыле для помощи воздушному судну в замедлении и посадке.[00116] A second drag chute 15 is also provided on the wing to assist the aircraft in slowing down and landing.

[00117] В данном техническом описании конкретные признаки, конструкции или характеристики могут подходящим образом сочетаться в одном или нескольких вариантах осуществления или примерах.[00117] Throughout this specification, specific features, structures, or characteristics may be appropriately combined in one or more embodiments or examples.

[00118] В данном техническом описании использование терминов «один вариант осуществления», «некоторые варианты осуществления», «пример», «конкретный пример» или «некоторые примеры» означает, что конкретные признаки, конструкции, материалы или характеристики, описанные в сочетании с этим вариантом осуществления или примером, включены по меньшей мере в один вариант осуществления или пример полезной модели. В данном техническом описании вышеуказанные термины не обязательно относятся к одним и тем же вариантам осуществления или примерам. Кроме этого, конкретные описанные признаки, конструкции, материалы или характеристики могут подходящим образом сочетаться в одном или нескольких вариантах осуществления или примерах. Кроме этого специалисты в данной области могут интегрировать и комбинировать разные варианты осуществления или примеры и признаки разных вариантов осуществления или примеров, описанных в данном техническом описании, когда они не противоречат друг другу.[00118] In this specification, the use of the terms "one embodiment," "some embodiments," "example," "specific example," or "some examples" means that specific features, structures, materials, or characteristics described in conjunction with by this embodiment or example are included in at least one embodiment or example of the utility model. In this technical specification, the above terms do not necessarily refer to the same embodiments or examples. In addition, the specific features, structures, materials, or characteristics described may be appropriately combined in one or more embodiments or examples. In addition, those skilled in the art may integrate and combine different embodiments or examples and features of different embodiments or examples described in this technical specification, as long as they do not contradict each other.

[00119] Вышеприведенное описание является только одним конкретным вариантом осуществления настоящего изобретения, но объем правовой охраны настоящего изобретения этим не ограничивается. Изменения или замены, которые могут быть понятны специалистам в данной области техники, раскрытые в настоящем изобретении, должны подпадать под объем правовой охраны настоящего изобретения. Соответственно, объем правовой охраны настоящего изобретения соответствует объему правовой охраны формулы изобретения.[00119] The above description is only one specific embodiment of the present invention, but the scope of legal protection of the present invention is not limited to this. Changes or substitutions that may be understood by those skilled in the art disclosed in the present invention should fall within the protection scope of the present invention. Accordingly, the scope of protection of the present invention corresponds to the scope of legal protection of the claims.

Claims

1. An aircraft rescue system comprising an aircraft body, wherein an opening emergency compartment is provided in the upper part of the aircraft body, a braking device is provided in the emergency compartment, and the braking device is configured to be released from the emergency compartment to ensure braking and landing of the aircraft body. vessel;

a damper and shock-absorbing mechanism is provided in the lower part of the aircraft body, and the damper and shock-absorbing mechanism is provided telescopically in the vertical direction, and the damper and shock-absorbing mechanism is configured to be extended to a position below the aircraft landing gear to absorb the impact force when the aircraft body is lowered.

2. Aircraft rescue system according to claim 1, characterized in that the damping and shock-absorbing mechanism contains a friction plate, a vertical strut and an elastic component, while:

the vertical strut is a hydraulic support provided vertically, the upper end of the vertical strut is connected to the lower part of the aircraft body, and the elastic component is located between the vertical strut and the friction plate and connects the vertical strut and the friction plate;

the friction plate is configured to move to a position below the chassis when the vertical strut is extended, thereby providing friction with the ground for braking, and the elastic component is configured to resiliently deform when the friction plate contacts the ground, for cushioning, thus external force.

3. Aircraft rescue system according to claim 2, characterized in that the friction plate extends along the length direction of the aircraft body, and more than two vertical struts are attached to both sides of the upper surface of the friction plate, and all vertical struts are spaced along the direction passage of the friction plate;

the damper and shock-absorbing mechanism additionally comprises an inclined strut, wherein the inclined strut is a hydraulic support, the inclined strut is inclined, and the inclined strut has a fixed end connected to the lower part of the aircraft body, and a telescopic end connected to the side surface of the vertical strut.

4. Aircraft rescue system according to claim. 1, characterized in that the intermediate layer is formed in the casing of the aircraft body, and the intermediate layer is in communication with the emergency compartment, the reinforcing strip is located in the intermediate layer and the reinforcing strip is attached around the aircraft body in a circle and goes inside the emergency compartment;

a plurality of emergency compartments are arranged at intervals along the length direction of the aircraft body, and all braking devices in the emergency compartment are fixedly connected to the reinforcing strips.

5. Rescue system of an aircraft according to claim 1 or 4, characterized in that the brake device contains a brake chute located on the fuselage, and a brake chute located in the tail section of the aircraft body, while:

the drogue chute on the fuselage comprises one or more levels, and when the drogue chute comprises more than two levels, the lower part of the drogue chute at the upper level is fixedly connected to the upper part of the drogue chute at the lower level;

the braking device comprises a propeller on the fuselage, wherein the propeller is connected to the generator, the generator is electrically connected to the battery, and the battery is electrically connected to an electrical device in the aircraft body.

6. Rescue system of the aircraft according to any one of paragraphs. 1-3, characterized in that the brake wings are also provided on both sides of the aircraft body, while the brake wings have an arcuate structure protruding towards the nose, the brake wings are rigidly or movably connected to the aircraft body; at the same time, there are more than two brake wings on each side, and all brake wings located on one side of the aircraft body have m rows on the body and n columns, where m and n are positive integers, and brake wings in adjacent rows or columns arranged in a checkerboard pattern.

7. Aircraft rescue system according to claim 6, characterized in that the brake wing is rotatably connected to the aircraft body, and the hydraulic rod assembly is located between the side of the brake wing, directed away from the nose, and the aircraft body;

the hydraulic rod assembly includes one or more hydraulic rod housings, wherein the fixed ends of the hydraulic rod housings are fixedly connected to the aircraft body, and the telescopic ends of the hydraulic rod housings are fixedly connected to the brake wing;

the braking wing has a deployed state and a collapsed state, and the hydraulic rod is configured to push the braking wing outwardly from the aircraft body during expansion, so that the braking wing is in a deployed state; the hydraulic rod is configured to retract the brake wing to rotate towards the aircraft body during folding, so that the brake wing is in a folded state;

an emergency exit is provided at a position corresponding to each brake wing on the aircraft body, and the emergency exit is configured to be covered by the folded brake wing;

the emergency exit is equipped with a door that can move in the directions “toward” and “away from you”; and a sliding emergency ladder is provided at the emergency exit.

8. Aircraft rescue system according to claim 7, characterized in that the aircraft body is equipped with a first drive unit, which includes a first drive device and a rotating disk, while:

the brake wings and the hydraulic rod assembly are located on the rotating disk, two or more first driving devices are connected to the same rotating disk, the output shaft of the first driving device is provided with a transmission gear, a gear wheel is provided in the circumferential direction of the rotating disk, the gear wheel is engaged with transmission gear, the first driving device connected to the same rotating disk, can drive the rotating disk and the brake wings on the rotating disk to realize rotation in synchronous rotation, thus the windward surface of the brake wing rotates between the front of the body and the upper side aircraft hull.

9. Aircraft rescue system according to claim 6, characterized in that the aircraft body is equipped with a turbine thrust engine and a reverse thrust turbine engine, and the injection hole of the reverse thrust turbine engine is located towards the rear of the aircraft body; the reverse thrust turbine motor is connected to a second drive assembly, which includes a second drive device, a rotating disk and a connecting piece, wherein:

the output ends of two or more second driving devices are mechanically connected to the same rotating disk, the end of the connecting part is connected to the reverse thrust turbine motor, and the middle part of the connecting part is connected to the rotating disk, when the second driving device connected to the same rotating disk, rotates synchronously, it can drive the rotating disk, the connecting part on the rotating disk and the reverse thrust turbine motor, and can reverse the injection port of the reverse thrust turbine motor to the positions between the front of the aircraft body, the lower part of the aircraft body and the upper part of the body aircraft.

10. Aircraft rescue system according to claim 1, characterized in that the fuselage is additionally provided with a braking device, a hydraulic rod and a traction rod, while:

the braking device extends in the longitudinal direction of the fuselage, the inner side of the braking device near the fuselage is rotatably connected to the fuselage, the upper end of the braking device is connected to the hydraulic rod, the fixed end of the hydraulic rod is pivotally connected to the fuselage, and its telescopic end is pivotally connected to the upper surface of the middle of the braking device ; the two ends of the pull rod are respectively connected to the lower surfaces of the fuselage and the middle of the braking device, and the pull rod is a telescopic rod; the brake device and the fuselage have a folded and open state.