АЭРОДРОМНАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ САМОЛЕТОВ
AIRFIELD UNIT FOR EMERGENT DECELERATION OF AIRCRAFT

Изобретение относится к области авиации, а именно к наземным средствам для аварийного торможения самолетов.
Известна установка для торможения самолетов, содержащая улавливающий канат, соединенный с канатами тормозных механизмов, командный канат, расположенный параллельно улавливающему канату на стойках, смонтированных на боковых участках концевой полосы торможения взлетно-посадочной полосы, и каждая включает два рычага и основание, при этом первый из них установлен на оси, размещенной в основании, зафиксирован в вертикальном положении срезным пальцем со стопором, размещенным в этом же основании, и снабжен системой блоков, расположенной на верхнем конце рычага и несущей командный канат, а второй рычаг выполнен в виде портала, внутренний размер которого больше наружного размера первого рычага, один конец его установлен на другой оси, также размещенной в указанном основании, снабжен крюком, фиксирующим командный канат в натянутом положении и рычаг в горизонтальном, храповыми колесами, взаимодействующими с подпружиненными собачками, установленными в том же основании, и сегментом с канавкой и двумя чеками со срезанными штифтами, расположенными на другом конце рычага, фиксирующими улавливающий канат, каждая чека соединена с гибким фалом, закрепленным на боковом участке полосы торможения, а между стойками вдоль осевой линии оси второго рычага равномерно по ширине поверхности концевой полосы торможения размещены гибкие ограничители подъема, одни концы которых закреплены на указанной поверхности, а другие соединены с улавливающим канатом легкоразрушаемыми элементами [1].
Известно также устройство для торможения самолетов, включающее углубленную в конце взлетно-посадочной полосы (ВПП) емкость, заполненную тормозной средой, а на дне емкости по внешней ее площади установлены электромагниты, соединенные с источником постоянного тока, который, в свою очередь, соединен с ЭВМ, связанной с командным блоком и датчиками, установленными перед емкостью, в конце ее и по обеим сторонам [2].
Недостатками известного устройства [1] являются провисание командного и улавливающего канатов на оси ВПП, а также трудности в эксплуатации канатно-блочных систем в условиях зимнего периода времени.
Недостатком известного устройства [2] является отсутствие оперативности в получении нужной вязкости ферромагнитной жидкости (ФМЖ) в емкости, особенно в зимний период времени.
Задачей изобретения является создание устройства, обеспечивающего оперативное, надежное, плавное и безопасное аварийное торможение разных типов самолетов при любых погодных условиях, при любой скорости движения самолета по ВПП.
Поставленная задача решается тем, что участок посадочной полосы укладывается с подъемом, которым обеспечивается оперативное, надежное и плавное аварийное торможение самолета. Участок посадочной полосы укладывается на эстакаду с бортами и оборудуется электрической лебедкой и размещенными по всей длине эстакады датчиками, контролирующими скорость движения самолета, и, при остановке самолета, включающими за задними колесами самолета выдвижные тормозные упоры и два перекрывающих эстакаду выдвижных шлагбаума, опирающихся на выдвинутые тормозные упоры.
Заявляемое изобретение поясняется чертежами, где на Фиг.1 дан общий вид установки, на Фиг.2 - общий вид установки, вид сверху; на Фиг.3 -разрез А-А; на Фиг.4 - электромеханический датчик 6, вид сверху; на Фиг.5 - разрез Б-Б; на Фиг.6 - разрез Б-Б, фрагмент; на Фиг.7 - разрез Б-Б, фрагмент; на Фиг.8 - электрический контакт 15, продольный разрез; на Фиг.9 электровыключатель 17; на Фиг.10 - выдвижной тормозной упор, продольный разрез; на Фиг.11 - подпружиненная задвижка 27, продольный размер; на Фиг.12 - разрез В-В; на Фиг.13 - разрез Г-Г; на Фиг.14 - выдвинутый тормозной упор, продольный разрез; на Фиг.15 - разрез Д-Д; на Фиг.16 - убранный в эстакаду тормозной упор, продольный разрез; на Фиг.18 - эстакада, поперечный разрез, фрагмент 1; на Фиг.19 - эстакада, поперечный разрез, фрагмент 2; на Фиг.20 - рольганг 78, продольный разрез; на Фиг.21 - разрез Е-Е; на Фиг.22 - эстакада, вид сверху, фрагмент; на Фиг.23 - разрез Ж-Ж; на Фиг.24 - разрез 3-3; на Фиг.25 - разрез Ж-Ж, фрагмент; на Фиг.26 - электромеханический привод шлагбаума; на Фиг.27 направляющая рамка 69; на Фиг.28 - ограничитель перемещения шлагбаума; на Фиг.29 - концевой электровыключатель.
Аэродромная установка для аварийного торможения самолета состоит из участка 1 посадочной полосы, имеющего подъем и уложенного на эстакаде 2 с опорами 3 и бортами 4. На участке 1 равномерно, вдоль его продольной оси, и перпендикулярно ей закреплены в углублениях 5 парные электромеханические датчики 6, причем в каждой паре электромеханические датчики 6 закреплены параллельно и на расстоянии 2,0 м друг от друга, а в створе каждого электромеханического датчика 6 на бортах 4 эстакады 2 установлены парные фотоэлектродатчики 7. Электрические цепи электромеханических датчиков 6 и фотоэлектродатчиков 7 соединены с выдвижными тормозными упорами 8 и выдвижными шлагбаумами 9. Каждый электромеханический датчик 6 выполнен из двух частей, верхней 10 и нижней 11 частей, между которыми вставлены пружины 12 в углубления 13 и распорные прокладки 14, прикрепленные к нижней части 11, к которой прикреплены два пружинных электрических контакта 15, подключенные параллельными электрическими цепями 16 к электровыключателю 17, который содержит надетую на ось 18 подвижную планку 19, на одном конце которой закреплен подпружиненный наконечник 20, вставленный в двухпозиционный ограничитель 21, а на втором конце подвижной планки 19, расположенном между двух электромагнитов 22 и 23, закреплен электрический замыкатель 24 электрической цепи реле времени 25, соединенный с электромагнитами 26 подпружиненной задвижки 27 выдвижного тормозного упора 8 и электромотором 28 выдвижного шлагбаума 9. В паре электромеханических датчиков 6 у первого по ходу движения самолета 71 электромеханического датчика 6 пружинный контакт 15 подключен к электромагниту 22 электровыключателя 17, а у второго по ходу движения самолета 71 электромеханического датчика 6 пружинный электрический контакт 15 подключен к электромагниту 23 электровыключателя 17. В углублении 5 участка 1 электромеханический датчик 6 зафиксирован с помощью двух крепежных козырьков 29, в которых установлены электрические светильники 30. Установленные в одном створе с электромеханическим датчиком 6 парные фотоэлектродатчики 7 так же подключены к электромагнитам 22 и 23 электровыключателя 17. Первая по ходу движения самолета 71 пара фотоэлектродатчиков подключена к электромагниту 22, а вторая по ходу движения самолета 71 пара фотоэлектродатчиков подключена к электромагниту 23 электровыключателя 17.
Выдвижной тормозной упор 8 выполнен в форме четырехгранного стакана с перпендикулярными краями 31 и перемычкой 32 в средней части, к центру которой перпендикулярно прикреплен шток 33 с резьбой на конце, на которую надета шайба 34, закрепленная гайкой 35. Выдвижной  тормозной упор 8 вставлен в квадратное отверстие 36, выполненное в участке 1 и эстакаде 2, и прикреплен к эстакаде 2 с помощью надетого на него четырехгранного кожуха 37. Между перемычкой 32 и дном кожуха 37 вставлена пружина 38 и тарелка 39, а шток продет через отверстия в центре тарелки 39 и дна кожуха 37. С внешней стороны к кожуху 37 прикреплены с диаметрально противоположных сторон две подпружиненные задвижки 40 с запорными планками 41, выходящими через отверстия внутрь кожуха 37. На кожух 37 надета опорная скоба 42, прикрепленная к эстакаде 2. С внутренней стороны на опорной скобе 42 закреплены с диаметрально противоположных сторон две подпружиненные задвижки 27 с запорными планками 43 выходящими через отверстия внутрь кожуха 37, причем подпружиненные задвижки 27 закреплены перпендикулярно подпружиненным задвижкам 40, у которых запорные планки 41 через отверстия в кожухе 37 выходят на грани выдвижного тормозного упора 8, на которых выполнены наклонные скосы 44 для отжима запорной планки 41, а на эстакаде 2 выполнены углубления 45 для наклонных скосов 44. Через отверстие в торце корпуса подпружиненной задвижки 40 вставлен и вкручен в запорную планку 41 шток 46 с ручкой, оборудованной двумя фиксаторами 47. К нижней части опорной скобы 42 прикреплены два гидравлических цилиндра 48 с общей опорной планкой 49, свободно надетой на шток 33, и гидравлический насос 50.
На краю квадратного отверстия 36 в участке 1 и в эстакаде 2 со стороны ВПП вмонтирован упор 51 с крышкой 52, в котором закреплена подпружиненная задвижка 53 с запорной планкой 54 для фиксирования выдвижного тормозного упора 8, у которого на соприкасающейся с задвижкой 53 грани выполнено отверстие 55 для запорной планки 54, находящейся на одной оси с ребром жесткости 56 выдвижного тормозного упора 8. На запорной планке 54 закреплена ручка 57, которая через прорезь 58 в верхней стенке корпуса задвижки 53 выведена наружу под крышку 52 упора 51.
К верхней торцевой части выдвижного тормозного упора 8 прикреплена защитная крышка 59 площадью большей, чем площадь квадратного отверстия 36 в эстакаде 2. В бортах 4 эстакады 2, в створе выдвижных тормозных упоров 8 выполнены прямоугольные отверстия 60, в которые вставлены выдвижные шлагбаумы 9 прямоугольного сечения, к нижней стороне которого, вдоль всей длины шлагбаума 9 прикреплена металлическая планка 61 с зубьями. На одном конце шлагбаума 9 снизу прикреплено колесо 62 и выполнен боковой скос 63 шлагбаума в вертикальной плоскости для провода шлагбаума 9 вдоль выдвинутых из эстакады 2 тормозных упоров 8. На другом конце шлагбаума 9 закреплен ограничитель 64 перемещения шлагбаума 9 с амортизаторами 65 и концевыми подпружиненными электровыключателями 66, соединенными с электродвигателем 28, на оси которого жестко посажена зубчатая шестерня 67, сцепленная с зубьями планки 61 и закрытая защитным кожухом 68. Каждый шлагбаум 9 оборудован двумя направляющими рамками 69 для обеспечения направленного перемещения шлагбаума 9 на уровне точки опоры задних колес 70 самолета 71 на выдвижные тормозные упоры 8. Направляющие рамки 69 оборудованы вертикальными, свободно вращающимися на оси валиками 72 и горизонтальными, свободно вращающимися на оси зубчатыми шестернями 73. Одна направляющая рамка 69 крепится на участке 1, в двух метрах от внутреннего борта 4 эстакады 2, а вторая направляющая рамка 69 крепится на консоли 74, закрепленной с внешней стороны борта 4 эстакады 2. Прямоугольные отверстия 60 в бортах 4 эстакады 2 оборудованы рамкой 75 и горизонтальной, свободно вращающейся на оси шестерней 76. Каждая пара электромеханических датчиков 6 электрическими цепями соединена с шестью тормозными упорами 8 и двумя выдвижными шлагбаумами 9, которые все расположены ниже на эстакаде 2, на одной линии, перпендикулярно продольной оси эстакады 2 и удалены от пары электромеханических датчиков 6 на расстоянии, равном расстоянию между передними и задними колесами самолета плюс 6 метров.
В верхней части эстакады 2 установлены электролебедка 77 и два рольганга 78. На внутренней стороне борта 4 эстакады 2 также закреплены дорожка 79 (вдоль обоих бортов 4), габаритные огни 80, воздуховод сжатого воздуха с соплами 81, направленными на электромеханические датчики 6, и выдвижные тормозные упоры (для сдувания снега). Под эстакадой 2, между колоннами 3 выполнены горизонтальные служебные площадки (помещения) 82 для обслуживания выдвижных тормозных упоров 8. К бортам 4 эстакады 2 прикреплены съемные стволы-брандспойты 83 с пожарными рукавами 84, соединенными с насосом и баком (воды, пены), находящиеся на служебных площадках (помещениях) 82.
Эстакада 2 оборудована лестницами 85 для прохода со служебной площадки 82 наверх эстакады 2. На ВПП 86 установлен датчик 87 для включения габаритных огней 30, 80 на эстакаде 2, который срабатывает от наезда на него переднего колеса 88 самолета 71.
Работает установка следующим образом.
При аварийном выкате самолета 71 за пределы ВПП 86 переднее колесо 88 самолета 71 наезжает на датчик 87, который включает габаритные огни 30, 80 на эстакаде 2. При дальнейшем движении самолета 71 по продольной оси эстакады 2 его переднее колесо 88 наезжает на первый электромеханический датчик 6 первой по ходу движения самолета 71 пары электромеханических датчиков 6. Верхняя часть 10 электромеханического датчика 6 прижимается к нижней части 11 и замыкается электрический контакт 15, который по электрической цепи 16 включает электромагнит 22 электрического выключателя 17. Электромагнит 22 притягивает планку 19 и электрический замыкатель 24 включает реле времени 25, которое установлено на 3-секундный интервал времени. Если до истечения 3 секунд переднее колесо 88 самолета 71 наедет на второй электромеханический датчик 6 первой пары электромеханических датчиков 6, то верхняя часть 10 второго электромеханического датчика 6 прижмется к нижней части 11 и замкнет электрический контакт 15, который по электрической цепи 16 включает электромагнит 23 электрического выключателя 17, электромагнит 23 притянет планку 19 и электрический замыкатель 24 разомкнет электрическую цепь реле времени 25. Самолет 71, двигаясь по эстакаде 2 на подъем, плавно теряет скорость, пока она не упадет до 0,6 м/сек, и тогда два метра между электромеханическими датчиками 6 очередной пары электромеханических датчиков 6 самолета 71 пройдет более чем за 3 секунды. Если за 3 секунды переднее колесо 88 самолета 71 не наедет на второй электромеханический датчик 6 очередной пары электромеханических датчиков 6, то планка 19 электровыключателя 17 останется притянутой электромагнитом 22, и электрический контакт 24 останется замкнутым, то реле времени сработает и включит два электромагнита 26 двух подпружиненных задвижек 27 выдвижного тормозного упора 8, а также электрический мотор 28 выдвижного шлагбаума 9. Два электромагнита 26 двух подпружиненных задвижек 27 притянут две запорные планки 43, которые через отверстия в кожухе 37 втянутся в корпуса двух подпружиненных задвижек 27 и освободят края 31 выдвижного тормозного упора 8. Пружина 38 вытолкнет выдвижной тормозной упор 8 вверх в отверстие 36 эстакады 2 участка 1. При этом выдвижной тормозной упор 8 двумя скатами 44 задвинет две запорные планки 41 в корпуса двух подпружиненных задвижек 40, а потом, поднявшись краями 31 выше запорных планок 41, освободит их, и две подпружиненные задвижки 40 через отверстия в кожухе 37 войдут внутрь кожуха 37 и заблокируют края 31 выдвижного тормозного упора 8. Выдвижной тормозной упор 8 заблокирован в выдвинутом состоянии. При этом отверстие 55 выдвижного тормозного упора совместится с запорной планкой 54 подпружиненной задвижки 53, которая переместится в отверстие 55 выдвижного тормозного упора 8 и также заблокирует его в выдвинутом состоянии. Выдвижной тормозной упор 8 заблокирован в выдвинутом состоянии тремя подпружиненными задвижками 40 и 53. Одно реле времени 25 одной пары электромеханических датчиков 6 синхронно включает и выдвигает 6 выдвижных тормозных упоров 8, расположенных на эстакаде 2 на одной линии, перпендикулярно продольной оси эстакады 2, а так же включает два электромотора 28 двух выдвижных шлагбаумов 9, расположенных на одной линии с 6-ю выдвинутыми тормозными упорами 8.
Включенный электромотор 28 вращает шестерню 67, которая с помощью зубчатой планки 61 перемещает выдвижной шлагбаум 9 от борта 4 эстакады 2 к трем выдвинутым тормозным упорам 8. По направляющим рамкам 69, на колесе 62 и шестерни 76 выдвижной шлагбаум 9 переместиться вдоль 3-х выдвинутых тормозных упоров 8, пока амортизаторы 65 ограничителя 64 не упрутся во внешний борт 4 эстакады 2 и подпружиненный электровыключатель 66 не отключит электродвигатель 28. При срабатывании у одной из пар электромеханических датчиков 6 одного реле времени 25 вниз по эстакаде 2, на расстоянии равном расстоянию между передними 88 и задними 70 колесами самолета плюс 6 метров от этой пары электромеханических датчиков 6, синхронно выдвигаются в одну линию, перпендикулярно продольной оси эстакады 2, 6 выдвижных тормозных упора 8 и 2 выдвижных шлагбаума 9. Эстакада 2 перекрыта. Колеса 70 задних шасси самолета 71 упрутся в два выдвинутых шлагбаума 9, заблокированных на эстакаде 2 шестью выдвинутыми тормозными упорами 8, которые в свою очередь зафиксированы на эстакаде 2 подпружиненными задвижками 40, 53.
Самолет 71 остановлен и зафиксирован на эстакаде 2.
Если у остановившегося на эстакаде 2 самолета 71 передние колеса 88 находятся между двух пар электромеханических датчиков 6, а реле времени 25 у пройденной самолетом 71 пары электромеханических датчиков 6 не сработало, так как скорость движения самолета 71 была больше 0,6 м/сек, и самолет 71 покатился вниз по эстакаде 2, то при проезде по ходу движения пары электромеханических датчиков 6, в электровыключателе 17 будут поочередно включены электромагниты 23, а потом электромагниты 22. Электрический контакт 24 замкнет электрическую цепь реле времени 25 и по истечению 3 секунд после проезда колеса 88 по паре электромеханических датчиков 6 реле времени 25 включит расположенные ниже по эстакаде 2, 6 выдвижных тормозных упора 8 и 2 выдвижных шлагбаума 9.
Эстакада 2 перекрыта. Самолет 71 остановлен и заблокирован на эстакаде 2. Работа пар электромеханических датчиков 6 продублирована фотоэлектродатчиками 7, установленными на бортах 4 эстакады 2 в створе каждого электромеханического датчика 6 и подключенными к электромагнитам 22, 23 соответствующего электровыключателя 17.
При необходимости выполняется эвакуация пассажиров по трапам 79. Самолет 71 прицепляется к электрической лебедке 77 и подтягивается вперед, чтобы освободить от задних колес 70 самолета 71 выдвинутые шлагбаумы 9.
Включается электромотор 28 (пульт включения размещен на защитном кожухе 68), электромотор 28 вращается в обратную сторону и шестерней 67 убирает выдвинутый шлагбаум 9 по направляющей рамке 69, через отверстие 60 в борту 4 эстакады 2 за борт 4 эстакады 2 в исходное положение.
Таким же способом убирается за борт 4 эстакады 2 и второй выдвинутый шлагбаум 9. Выдвинутые тормозные упоры 8 убираются с участка 1 по следующей технологии. Открывается крышка 52 упора 51 и ручкой 57 запорная планка 54 вручную выдвигается из отверстия 55 выдвижного тормозного упора 8 в корпус 53 подпружиненной задвижки, а ручка 57 стопорится с помощью подручной вставки, уложенной между выдвижным тормозным упором 8 и ручкой 57. Под эстакадой 2 со служебной площадки 82 за ручку 47 штоком 46 запорная планка 41 вручную убирается в корпус подпружиненной задвижки 40 и фиксируется в нем с помощью двух фиксаторов ручки 47, которые устанавливаются перпендикулярно торцу корпуса подпружиненной задвижки 40. По такой же технологии убирается и фиксируется в корпусе второй подпружиненной задвижки 40 вторая запорная планка 41. Электровыключателем, установленным на корпусе подпружиненной задвижки 27, включаются запараллеленные два электромагнита 27, и убираются обе запорные планки 43 в корпуса двух подпружиненных задвижек 27. Одновременно с включением двух электромагнитов 26 включается гидронасос 50 (электровыключатель установлен на корпусе гидронасоса 50). Гидравлические цилиндры 48 перемещают вниз опорную планку 49 и шток 33. Перемычка 32 выдвижного тормозного упора 8 штоком 33 опускается вниз и сжимает пружину 38. Выдвижной тормозной упор 8 опускается вниз до упора его краев 31 о дно кожуха 37 и защитной крышки 59 до поверхности участка 1. Гидронасос 50 и электромагниты 26 отключаются. Две запорные планки 43 двух подпружиненных задвижек 27 блокируют края 31 опущенного вниз выдвижного тормозного упора 8. Поршни гидравлических цилиндров 48 возвращаются в исходное положение. Фиксаторы 47 на двух ручках штоков 46 раздвигают и тем самым разблокируют запорные планки 41 двух подпружиненных задвижек 40. Убранный в эстакаду 2 выдвижной тормозной упор 8 приведен в исходное положение. По такой же технологии опускают, убирают в эстакаду 2 все выдвинутые выдвижные тормозные упоры 8. Участок 1 свободен. С помощью электролебедки 77 самолет 71 плавно скатывается с эстакады 2 на ВПП 86.
Предложенное устройство обеспечит оперативное, надежное, плавное и безопасное аварийное торможение разных типов самолетов при любых погодных условиях и при любой скорости движения самолета по ВПП.
Длина, угол подъема и ширина эстакады рассчитываются с учетом типов самолетов, принимаемых данным аэропортом.
Периодическое тестирование устройства осуществляется с помощью исправного самолета.
Источники информации
1. Российская Федерация, патент №2174091, кл. B64F 1/02. Опубликован в БИ№27 2001 год.
2. Российская Федерация, патент №2171212, кл. B64F 1/02. Опубликован в БИ№21 2001 год.