СИСТЕМА БЕЗОПАСНОСТИ САМОЛЕТА
AIRCRAFT SAFETY SYSTEM

Область применения изобретения
Изобретение относится к системе безопасности самолета, предназначенной для повышения вероятности выживания пассажиров в случае аварии.
Предпосылки изобретения
Со времени первого успешного активного пилотируемого полета самолета Kitty Hawk, состоявшегося 17 декабря 1903 г., пассажирские авиаперевозки получили широкое распространение. Значительный прогресс, достигнутый инженерами, учеными и производителями в широком круге дисциплин, от конструкции самолетов до применяемых для них материалов, дал возможность производителям выпускать самолеты, совершающие пассажирские и грузовые перевозки по всему миру. Количество пассажиров по всему миру возросло с 177 миллионов в 1965 г. примерно до 3,3 миллиардов в 2000 г.
Хотя воздушные перевозки в целом надежны и безопасны и существуют многочисленные резервные системы и системы безопасности, тысячи человек по всему миру погибли в авиационных катастрофах со времени первой унесшей жизни катастрофы, произошедшей 17 сентября 1908 г. Это происходит несмотря на все попытки пилотов находить подходящее место посадки на земле или на море и на усовершенствования как в подготовке пилотов, так и в конструкции самолетов.
Были предложены различные решения в стремлении предотвратить авиационные катастрофы. Например, в патенте США №6382563, выданном на имя Chiu, описан самолет с отделяемой внешней оболочкой, внутри которой расположены отдельные кабины для пассажиров. В случае опасности внешняя оболочка отделяется, и отделяются пассажирские кабины, каждая из которых оборудована независимыми источниками кислорода и парашютами. Каждый кабинный отсек может затем спускаться на землю на своем собственном парашюте, спасая жизнь пассажирам.
Аналогично в патенте США №4699336, выданном на имя Diamond, описан пассажирский отсек самолета, содержащий механизм его отделения от фюзеляжа, когда самолету угрожает вероятность катастрофы. Пассажирский отсек затем может спускаться на землю на парашюте.
Общая проблема, свойственная этим известным решениям, заключается в том, что они не подходят для больших самолетов. Размеры пассажирских самолетов продолжают увеличиваться. Так, последний разработанный фирмой Airbus самолет А380 имеет размах крыльев примерно 80 м, способен поднять на борт более 550 пассажиров и разместить их на двух отдельных палубах. Еще одна проблема, свойственная самолетам с отделяемыми пассажирскими отсеками, заключается в том, что такая конструкция требует дублирования парашютных систем и усложняет технологию (например, ракетные двигатели и/или лазеры), необходимую для отделения каждого отсека, а также требует наличия значительного пространства как для парашютных систем, так и для механизмов отделения. Это в свою очередь ведет к увеличению веса и повышению производственных затрат.
Сущность изобретения
Следовательно, изобретение предлагает самолет, содержащий:
фюзеляж, имеющий верхнюю пилотируемую часть и нижнюю отделяемую часть, которая с возможностью отсоединения соединена с указанной верхней частью фюзеляжа во время нормального полета,
верхнее крыло, соединенное с верхней пилотируемой частью фюзеляжа,
нижнее крыло, соединенное с нижней отделяемой частью фюзеляжа,
разъединяемые соединительные средства, предназначенные для соединения нижней отделяемой части фюзеляжа с его верхней пилотируемой частью с возможностью отсоединения,
причем разъединяемые соединительные средства выполнены с возможностью приведения в действие в полете для обеспечения возможности отсоединения верхней пилотируемой части фюзеляжа и его нижней отделяемой части друг от друга, и
при этом верхняя пилотируемая часть выполнена с возможностью совершения управляемого полета в отсутствие нижней отделяемой части фюзеляжа.
Предпочтительно самолет является пассажирским самолетом с неподвижным крылом. Верхняя пилотируемая часть фюзеляжа предпочтительно содержит пассажирский отсек, а также имеет хвостовое оперение и хвостовой двигатель.
В одном варианте выполнения изобретения хвостовое оперение с возможностью отделения присоединено к верхней пилотируемой части фюзеляжа и выполнено с возможностью отсоединения в аварийной ситуации.
Предпочтительно нижняя отделяемая часть фюзеляжа выполнена с возможностью независимого полета после отделения от верхней пилотируемой части фюзеляжа. Нижняя отделяемая часть фюзеляжа предпочтительно дополнительно содержит основные шасси, топливные баки и грузовые отсеки.
В предпочтительных вариантах выполнения нижняя отделяемая часть фюзеляжа дополнительно содержит глобальную навигационную систему, предназначенную для направления указанной части к заданному месту безопасной посадки. Такие места безопасной посадки преимущественно запрограммированы в глобальной навигационной системе, так что нижняя отделяемая часть фюзеляжа после отделения может направляться автоматически. Предпочтительно места безопасной посадки удалены от населенных зон и могут включать обозначенные аэропорты или этим местом является водное пространство.
Верхнее крыло предпочтительно включает средства размещения топлива, используемого верхней пилотируемой частью фюзеляжа после отделения от нижней части.
В одном варианте выполнения изобретения верхнее крыло вложено в нижнее крыло во время нормального полета и действует как единое объединенное крыло самолета. Предпочтительно нижнее крыло присоединено с возможностью отделения к верхнему крылу разъединяемыми вакуумными средствами. Указанные вакуумные средства предпочтительно синхронизированы с разъединяемыми соединительными средствами с обеспечением возможности синхронизированного отделения верхнего и нижнего крыльев в аварийной ситуации.
В альтернативном варианте выполнения изобретения верхнее крыло и нижнее крыло отделены друг от друга во время нормального полета.
Предпочтительно верхняя пилотируемая часть фюзеляжа имеет вспомогательные средства управления и контрольно-измерительные приборы, предназначенные для обеспечения возможности пилотирования человеком верхней пилотируемой части фюзеляжа после отделения от нее нижней отделяемой части. Вспомогательные средства управления и контрольно-измерительные приборы выполнены отдельными в дополнение к основным средствам управления и контрольно-измерительным приборам, используемым для пилотирования самолета до отделения. Верхняя пилотируемая часть фюзеляжа может иметь дополнительную зону пилотирования, в которой расположены указанные средства управления и приборы и которая выполнена отдельной в дополнение к основной кабине экипажа, в которой находятся пилоты для пилотирования самолета до отделения нижней отделяемой части фюзеляжа.
Предпочтительно разъединяемые соединительные средства включают набор разъединяемых соединительных устройств, каждое из которых может включать соединяемый с возможностью отделения захват или зажимной узел.
В одном варианте выполнения изобретения разъединяемые соединительные средства содержат разжимаемый болт с головкой и зажимной узел. Зажимной узел может содержать пару захватов, выполненных с возможностью перемещения между соединенным положением, в котором головка разжимаемого болта находится в соединенном положении, и разъединенным положением, в котором указанная головка находится в освобожденном положении.
Верхняя пилотируемая часть фюзеляжа может содержать вспомогательные шасси для обеспечения возможности посадки этой части после отделения нижней отделяемой части фюзеляжа. Верхняя пилотируемая часть фюзеляжа дополнительно может содержать материал, улучшающий ее плавучесть.
В одном варианте выполнения изобретения верхняя пилотируемая часть фюзеляжа имеет геометрию фюзеляжа гидросамолета, способствующую посадке на воду после отделения нижней отделяемой части фюзеляжа.
В альтернативном вариантах выполнения изобретения разъединяемые соединительные средства могут содержать скользящее рельсовое приспособление для обеспечения возможности скольжения верхней пилотируемой и нижней отделяемой частей фюзеляжа относительно друг друга и разъединения при приведении в действие указанных средств.
Предпочтительно скользящее рельсовое приспособление содержит реечную передачу и по меньшей мере одну пару сопряженных роликов, обеспечивающих возможность скользящего перемещения верхней пилотируемой части фюзеляжа и его нижней отделяемой части относительно друг друга. Скользящее рельсовое приспособление предпочтительно дополнительно содержит тормозное устройство, которое при приведении в действие предотвращает скольжение верхней и нижней частей фюзеляжа относительно друг друга, а при отключении обеспечивает возможность отделения указанных частей фюзеляжа друг от друга.
Краткое описание чертежей
Ниже изобретение описано в виде иллюстративного примера со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг.1А-1С изображают соответственно виды спереди, сбоку и сверху первого варианта выполнения предложенного модифицированного пассажирского самолета перед разделением,
фиг.2А и 2В изображают соответственно виды спереди и сбоку модифицированного пассажирского самолета, показанного на фиг.1А-1С, в разделенном состоянии,
фиг.2С изображает вид сверху верхней пилотируемой части самолета в отделенном состоянии,
фиг.2D изображает разрез крыла верхней пилотируемой части самолета, показанного на фиг.2С, по линии 2D-2D,
фиг.2Е изображает вид сверху нижней отделяемой части модифицированного самолета в отделенном состоянии,
фиг.3 изображает схематичный вид модифицированного самолета с частичным разрезом по линии 4А-4А на фиг.1В,
фиг.4 изображает подробный разрез первого варианта выполнения разъединяемого соединительного устройства, показанного на фиг.3,
фиг.5А изображает схематичный вид с частичным разрезом, аналогичный виду, показанному на фиг.3, на котором верхняя пилотируемая часть и нижняя отделяемая часть показаны в отделенном состоянии,
фиг.5В изображает части разъединяемого соединительного устройства, показанного на фиг.5А, в разделенном состоянии,
фиг.6А-6С изображают соответственно вид в аксонометрии, вид сбоку и разрез разъединяемого соединительного устройства, показанного на фиг.4, в соединенном состоянии,
фиг.7А-7С изображают соответственно вид в аксонометрии, вид сбоку и разрез разъединяемого соединительного устройства, показанного на фиг.4, в разъединенном состоянии,
фиг.8 изображает подробный вид в аксонометрии с разрезом уплотнительного узла между верхней и нижней частями самолета,
фиг.9А изображает схематичный вид крыла самолета с частичным разрезом по линии 9А-9А на фиг.1C,
фиг.9В изображает крыло, показанное на фиг.9А, на котором его верхняя и нижняя части показаны в разделенном состоянии,
фиг.9С изображает вакуумный коллектор, способствующий удержанию верхней и нижней частей крыла вместе,
фиг.10А-10С изображают соответственно вид в аксонометрии, вид части и вид сбоку с частичным разрезом второго варианта выполнения предложенного разъединяемого соединительного устройства в соединенном состоянии,
фиг.11А и 11В изображают соответственно вид в аксонометрии и вид сбоку с частичным разрезом разъединяемого соединительного устройства, показанного на фиг.10А, в разъединенном состоянии,
фиг.12А-12D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез пассажирского самолета, предназначенного для полетов на малых высотах, в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения, перед разделением,
фиг.13А-13D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез самолета, показанного на фиг.12А-12D, во время разделения,
фиг.14А-14D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез пассажирского самолета, предназначенного для полетов на больших высотах, в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения, перед разделением,
фиг.15А-15D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез самолета, показанного на фиг.14А-14D, во время разделения,
фиг.16А-16С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку безопасного мотопланера в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.17А-17D изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета, показанного на фиг.16А-16С, во время разделения,
фиг.18А-18С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку двухдвигательного самолета в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.19А-19С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета, показанного на фиг.18А-18С, во время разделения,
фиг.20А-20С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета с встроенными двигателями, предназначенного для полетов на больших высотах, в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.21А-21С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета, показанного на фиг.20А-20С, во время разделения,
фиг.22А-22D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез пускового аппарата, предназначенного для полетов на больших высотах, в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.23А-23D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез пускового аппарата, показанного на фиг.22А-22D, во время разделения,
фиг.23Е изображает разрез транспортной секции, связанной с автономной ракетой (ARAVS), показанной на фиг.22А-22D, во время полета в космос,
фиг.24А-24D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез сверхзвукового самолета с треугольным крылом в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.25А-25D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез самолета, показанного на фиг.24А-24D, во время разделения,
фиг.26А-26С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку околозвукового самолета с треугольным крылом в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.27А-27С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета, показанного на фиг.26А-26С, во время разделения,
фиг.28А-28С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку трехступенчатого самолета в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.29А1-29С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета, показанного на фиг.28А-28С, во время разделения,
фиг.29D-29G изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку верхней части самолета, показанного на фиг.29А1-29С, без кормового двигательного блока,
фиг.30А-30С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку биплана в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.31А-31С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку биплана, показанного на фиг.30А-30С, во время разделения,
фиг.32А1-32D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез пускового аппарата с двойным крылом, предназначенного для полетов на больших высотах, в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.33А-33D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез пускового аппарата, показанного на фиг.32A1-32D, во время разделения,
фиг.34А-34С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета с изогнутым V-образным крылом в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.35А-35С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета, показанного на фиг.35А-35С, во время разделения,
фиг.36А1-36С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета с крылом кессонной конструкции в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.37А-37С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета, показанного на фиг.36А1-36С, во время разделения,
фиг.38А-38D изображают соответственно виды в изометрии, спереди, сбоку и разрез пассажирского самолета, предназначенного для полетов на больших высотах и имеющего скользящее разъединительное устройство, в соответствии с еще одним вариантом выполнения изобретения перед разделением,
фиг.38Е-38F изображают увеличенные разрезы рельсовой системы, показанной на фиг.38А-38D, перед разделением,
фиг.39А-39С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета, показанного на фиг.38А-38С, во время разделения,
фиг.40А-40С изображают соответственно виды в изометрии, спереди и сбоку самолета, показанного на фиг.38А-38С, после разделения,
фиг.40D-40Е изображают увеличенные разрезы рельсовой системы, показанной на фиг.38А-38D, после разделения,
фиг.41 изображает разрез самолета, показанного на фиг.38А-38D, перед разделением, с приведенной в действие тормозной системой,
фиг.42А-42В изображают увеличенные разрезы приведенной в действие тормозной системы, показанной на фиг.38А-38D, во время полета,
фиг.43 изображает схематически гидравлическое разъединительное устройство для разделения верхней и нижней частей самолета.
Подробное описание предпочтительных вариантов выполнения
В последующем описании одинаковые номера позиций используются для обозначения одинаковых компонентов в описанных вариантах выполнения.
Обратимся сначала к фиг.1А-1С, на которых показан модифицированный пассажирский самолет 10 в соответствии с одним вариантом выполнения настоящего изобретения при полете с нормальными рабочими условиями. Самолет 10 имеет фюзеляж 12, крылья 14, установленные на крыльях двигатели 16, 18 и хвостовое оперение 20, на котором находится хвостовой двигатель 21.
Модифицированный пассажирский самолет 10 разделен на верхнюю пилотируемую часть 10А и нижнюю отделяемую часть 10В вдоль герметизируемой пограничной поверхности 22. Как более подробно описано ниже, нижняя часть 10В выполнена с возможностью отсоединения от верхней части 10А в случае аварийной ситуации.
Верхняя часть 10А содержит пассажирский отсек 24 и выходные двери 28. В передней части верхней части 10А расположена основная кабина 26 экипажа, в которой находятся средства управления и контрольно-измерительные приборы, используемые для пилотирования самолета, когда в нормальной рабочей обстановке верхняя 10А и нижняя части самолета прикреплены друг к другу.
Крылья 14 состоят из верхних частей 14А и нижних частей 14В. Верхние части 14А крыльев закреплены на верхней части 10А самолета, а нижние части 14B крыльев вместе с расположенными на них двигателями 16, 18 закреплены на нижней части 10В. При нормальных летных условиях верхняя и нижняя части 14А и 14В прочно соединены друг с другом, как показано на фиг.9А, образуя крылья 14 самолета. На фиг.2Е показано, что в нижних частях 14В крыльев выполнены выемки 40 комплементарной формы, в которых расположены верхние части 14А крыльев. В нижней отделяемой части самолета также расположены передний и задний грузовые отсеки 30 и передний и основные отсеки 32 и 34 для шасси, в которых расположены обычные шасси (не показаны) самолета 10.
На фиг.2А и 2В верхняя и нижняя части 10А и 10B самолета 10, изображенного на фиг.1А-1С, показаны в разъединенном или отсоединенном состоянии. Обычно отсоединение происходит в результате возникновения аварийной ситуации, например повреждения в одном из отсеков нижней части 10B самолета 10. Нижняя часть 10B самолета 10 имеет грузовые отсеки 30, основные топливные баки, расположенные в крыльях этой части 10B самолета, и расположенные на крыльях двигатели 16, 18. Когда грузовые отсеки 30 загружены полностью и расположенные в крыльях топливные баки заполнены, нижняя часть 10B самолета составляет примерно половину всего загруженного на самолет 10 веса. Поэтому в аварийной ситуации преимущественным является отделение нижней части 14B самолета 10, с тем чтобы увеличить вероятность безопасного приземления верхней пилотируемой части самолета.
Верхняя часть 10А содержит верхние части 14А крыльев, хвостовое оперение 20, хвостовой двигатель 21 и топливные баки 37, расположенные в крыльях этой части 10B самолета, то есть в верхних частях 14А крыльев. На фиг.2D показан разрез бака 37, расположенного в верхней части 14А крыла. Верхняя часть 10А самолета способна лететь независимо со всей командой пилотов, экипажем и пассажирами. Верхняя часть 10А самолета также имеет дополнительные передние и основные шасси 35, 36, которые позволяют совершить аварийную посадку пилотируемой части 10А.
Верхняя часть 10А предпочтительно также имеет дополнительные средства управления и контрольно-измерительные приборы, такие как штурвал, альтиметр, радио и система управления двигателем, для обеспечения возможности пилотирования кем-либо верхней части 10А после ее отделения от нижней части 10B самолета 10. Дополнительные средства управления предпочтительно независимы от основной системы управления и контрольно-измерительных приборов, которые используются для пилотирования самолета 10 перед отделением верхней 10А и нижней 10B частей друг от друга. Дополнительные средства управления и контрольно-измерительные приборы предпочтительно расположены в дополнительной зоне 27 пилотирования, которая предпочтительно отделена и независима от основной кабины 26. Зона 37 схематично показана на фиг.1C в виде небольшого помещения, расположенного за основной кабиной 26. Следовательно, если основная кабина 26 повреждена или недоступна для пилотов, например из-за появления дыма, верхняя часть 10А может быть отделена от нижней части 10B, и ее полет может управляться из зоны 27.
В альтернативных вариантах выполнения верхняя часть 10А может пилотироваться после ее отделения от нижней части 10В с использованием или основных, или дополнительных средств управления и контрольно-измерительных приборов. В этом случае дополнительные средства управления могут быть расположены в основной кабине 26 или в дополнительной зоне 27 пилотирования, как описано выше. Альтернативно дополнительные средства управления и контрольно-измерительные приборы отсутствуют, и верхняя часть 10А после отделения от нижней части 10B пилотируется с использованием основных средств управления и контрольно-измерительных приборов, расположенных в кабине 26.
На фиг.3 верхняя 10А и нижняя 10B части фюзеляжа самолета показаны в разрезе. Верхняя часть 10А содержит пассажирские сиденья 42, прикрепленные к нижнему полу 44 верхней части 10А. Между нижним полом 44 и верхним потолком 48 нижней части 10B расположено пространство 48 повышенного давления. В этом пространстве 46 предпочтительно находятся шесть разъединяемых соединительных устройства 50, расположенных в соответствующих корпусах 52. Указанные устройства предпочтительно расположены следующим образом: передняя пара, расположенная в передней части самолета 10, центральная пара, расположенная смежно с крыльями 14 самолета, и задняя пара, расположенная в хвостовой части самолета 10.
Устройства 50 служат для удержания вместе верхней 10А и нижней 10B частей самолета 10 при основных условиях до их разъединения. Каждый корпус 52 прочно прикреплен в верхней части 10А самолета, как показано на фиг.3. Нижний фланец 54 каждого корпуса 52 плотно опирается на верхний потолок 48 нижней части 10B самолета 10. Каждое устройство 50 содержит пару гидравлических приводов 56, воздействующих на захватный узел 58 для удержания расширенной головки 60 разжимного болта 62 в соединенном положении. Болт 62 прочно прикреплен к верхнему потолку 48 нижней части 10B самолета 10. Когда вызывается открытие узлов 58 под воздействием приводов 56, головка 60 болта 62 освобождается, вызывая освобождение всей отделяемой части 10B самолета от верхней части 10А и ее отделение от нее.
На фиг.5А более подробно показано отделение верхней части 10А от нижней части 10B после приведения в действие устройств 50. На фиг.5B в увеличенном масштабе показано устройство 50 в разъединенном положении. Болт 62 отсоединился от узла 58 устройства 50 и отделился от этого устройства 50.
Работа устройства 50 более подробно проиллюстрирована на фиг.6А-6С и 7А-7С. Как показано на фиг.6А-6С, устройство 50 включает раму 64, состоящую из первой и второй расположенных на расстоянии треугольных пластин 64А и 64B, соединенных на концах. Вершины пластин соединяет центральный штифт 66, на котором с возможностью поворота установлены пара захватов, внутренний 68 и внешний 70. На фиг.6А-6С разъединяемое соединительное устройство показано в соединенном положении, в котором захваты ограничивают удерживающее гнездо 72, где захваченной удерживается головка 60 разжимного болта. Противоположные стороны захватов 68 и 70 с возможностью поворота прикреплены к рычагам 74 и 76. Рычаги 74 и 76 в свою очередь с возможностью поворота установлены на концах гидравлических штоков 78, которые перемещаются возвратно-поступательно в цилиндрах 80 с образованием приводов 56. Основание каждого цилиндра 80 установлено на хомуте рамы 84. Внешние рычаги 84 имеют внешнюю неподвижную точку 86 поворота на противоположных концах основания рамы и внутренние точки 88 поворота, вокруг которых расположены с возможностью поворота рычаги 74 и 76 и приводы 78. На верхних частях рычагов 84 с возможностью поворота установлены скобы 90, от каждой из которых отходят тросы или рулевые штоки 92.
На фиг.7А-7С устройство 50 показано в разъединенном положении. В этом положении приводы 58 приведены в действие с обеспечением смещения точек 88 поворота вверх, вызывая тем самым поворот внутренних и внешних рычагов 74 и 84, и 76 и 84 друг к другу, толкая при этом внутренний и внешний захваты 68 и 70 в открытое положение и освобождая головку 60 болта 62. Одновременное освобождение всех шести разъединяемых соединительных устройств вызывает отделение нижней части 10B самолета 10 от его верхней части 10А. В случае отказа гидравлики осуществляется приведение в действие вручную путем вытягивания вверх тросов или штоков 92, отходящих от скоб 90. Это может быть достигнуто с помощью винтовых стяжек, расположенных неподвижно над нижним полом 44 верхней части 10А самолета.
Понятно, что как ручные, так и гидравлические приводные устройства относятся к различным системам безопасности с ограниченными свойствами перерегулирования для обеспечения предотвращения случайного или несанкционированного отсоединения.
На фиг.8 показан уплотнительный узел, имеющий уплотнительную прокладку 94 для создания герметизируемой амортизирующей поверхности раздела между верхней и нижней частями 10А и 10B самолета. Прокладка 94 выполнена из соответствующего упругого материала и имеет профиль, соответствующий верхнему потолку 48 нижней части 10B самолета и нижнему полу 96 его верхней части 10А, для обеспечения возможности ограниченного перемещения этих двух частей относительно друг друга. Над полом 96 расположен слой твердого материала, схематично показанный на фиг.3 под номером 98 позиции, для улучшения плавучести верхней пилотируемой части самолета в случае посадки на воду.
На фиг.9А и 9B верхняя и нижняя части 14А и 14B крыла 14 показаны более подробно. Нижняя часть 14B содержит топливные баки 100, которые снабжены топливными спускными устройствами, такими как спускные заслонки 102 или другие спускные устройства, для обеспечения возможности слива топлива из этой части крыла, как только она отделится от верхней части 14А. Такая конструкция сводит к минимуму вероятность взрыва нижней части 10B при ударе. Верхняя часть 14А крыла расположена плотно в нижней части 14B. Для обеспечения удержания нижней и верхней частей крыла соединенными друг с другом во время нормальных условий полета имеется вакуумное коллекторное устройство 104, более ясно показанное на фиг.9С. Вакуумный коллектор 102 включает ряд чередующихся ребер 108 и каналов 106, которые сообщаются с вакуумным коллектором 110. Ребра могут быть выполнены в виде рифлений, выполненных на верхней поверхности нижней части 14B крыла или на нижней поверхности верхней части 10А крыла.
Вакуумный коллектор 110 обеспечивает возможность более легкого создания вакуума. Коллектор 110 сообщается с каналами 106, так что давление в нем влияет на давление в каналах 106. Использование большого количества каналов улучшает надежность крепления верхней части 14А крыла к нижней части 14B, так как нарушение давления в одном канале не оказывает влияния на давление в других каналах.
При приведении в действие устройств 50 одновременно снимается вакуум с обеспечением возможности отсоединения верхней и нижней частей 14А и 14B крыла друг от друга, как это показано на фиг.9B. Очевидно, что и верхняя, и нижняя части 14А и 14B крыла имеют закрылки и элероны. В частности, верхняя часть 10А крыла имеет относительно большие дополнительные закрылки и элероны, достаточные для нормального полета и управления верхней части 10А самолета после отделения нижней части 10B.
На фиг.10А и 10B показан второй вариант выполнения разъединяемого соединительного устройства 110, предназначенного для осуществления контролируемого отсоединения болта 62. На фиг.10А-10С устройство 110 показано в соединенном положении. Устройство 110 содержит пару гидравлических приводов 112 и 114, рычаги которых с возможностью поворота присоединены к соответствующим рычагам 116 и 118, проходящим от поворотных стопоров 120. Стопоры 120 имеют дугообразные фиксаторы 122, перемещающиеся в пределах соответствующей цилиндрической полости 124, ограниченной в гнездовой коробке 126. Фиксаторы 122 расположены с возможностью перемещения между соединенным положением, которое проиллюстрировано на фиг.10С и в котором они удерживают головку 60 болта 62, и освобожденным положением, которое проиллюстрировано на фиг.11B и в котором штоки приводных цилиндров 112 и 114 выдвинуты для поворота фиксаторов 122 друг к другу для освобождения болтов 62.
На фиг.11А и 11B устройство 110 показано в разъединенном положении. Стопоры 120 повернулись, так что фиксаторы 122 переместились в положение разъединения и головка 60 болта 62 вышла из коробки 126.
Еще один вариант выполнения изобретения показан на фиг.12А-12D и 13A-13D. На фиг.12А-12D показан самолет 10 с вложенными друг в друга частями крыльев, описанного выше и содержащего верхнюю пилотируемую часть 10А и нижнюю отделяемую часть 10B. Как более четко показано на фиг.12D и 13D, верхняя часть 10А имеет геометрию фюзеляжа гидросамолета, включая V-образную лодку 200, которая имеет волнорез и вместе с распыляющими полосами 202, расположенными по обеим сторонам лодки 200, снижают ударную нагрузку при ударе о воду верхней части 10А, способствуют успешной посадке и удержанию на поверхности воды. Верхняя часть 10А также имеет плавучую часть 202, которая используется для удержания на воде и устойчивости на море. Часть 202 предпочтительно содержит композитный вспененный материал низкой плотности, который в соответствии с требованиями безопасности является водостойким, огнеупорным и ударопрочным.
Самолет, показанный на фиг.12А-12D и 13A-13D, предпочтительно также содержит пару раскладываемых носовых рулей 204, которые являются частью нижней части 10B. Эти рули используются для продольной устойчивости и применяются после отделения нижней части 10B от верхней части 10А.
На фиг.14А-14D показан еще один вариант выполнения самолета 10. В этом варианте выполнения самолет 10 предназначен для полетов и отделения на больших высотах. Самолет 10 имеет вложенные друг в друга части крыльев 14 и верхнюю и нижнюю части 10А и 10B, как описано выше. В этом варианте выполнения верхняя часть 10А и нижняя часть 10B имеют эллиптическое поперечное сечение, благодаря которому внутреннее давление поддерживается во время нормального полета и во время аварийного полета. Верхняя часть 10А, следовательно, выполнена с возможностью отделения от нижней части 10B на большой высоте, и давление при этом в обеих частях остается прежним. Самолет 10 также содержит кожух 206 и средства уменьшения вибрации в виде опор 208.
На фиг.16А-16С и 17A-17D показан еще один вариант выполнения изобретения, в котором верхняя часть 10А самолета 10 выполнена с возможностью совершения полета в качестве безопасного мотопланера в случае аварийной ситуации. В этом варианте выполнения верхняя часть 10А после ее отделения от нижней части 10B остается пилотируемым транспортным средством, имеет малый вес и предназначена только для планирования. Верхняя часть 10А имеет дополнительный силовой блок и соответствующее оборудование, необходимое для аварийной посадки, включая раскладываемые подфюзеляжные рули 204. На фиг.17D верхняя часть 10А показана в состоянии планирования. Основная часть веса самолета 10 остается в нижней части 10B, включая нижние части 14B крыльев, основные двигатели 16, 18, хвостовое оперение 20 и хвостовой двигатель 21, как лучше показано на фиг.17С.
На фиг.18А-18С и 19А-19С показан еще один вариант выполнения изобретения, аналогичный описанному выше применительно к фиг.16А-16С и 17A-17D. В этом варианте выполнения самолет предназначен для полетов и отделения на больших высотах и имеет сдвоенные хвостовые двигатели 21А, 21B, что обычно для пассажирских самолетов малой и средней вместимости.
Еще один вариант выполнения изобретения показан на фиг.20А-20С и 21А-21С. В этом варианте выполнения хвостовой двигатель 21 расположен в кормовой части 12 фюзеляжа самолета 10 в верхней части 10А. Двигатель 21 имеет связанные с ним воздухозаборники 210. Самолет 10 этого варианта выполнения предназначен для полетов и разделения на больших высотах и имеет выраженный горизонтальный стабилизатор 212, имеющий пару рулей 214. Стабилизатор 212 расположен на нижней части 10B самолета 10. В случае опасности хвостовое оперение 20 вместе со стабилизатором 214 отделяется вместе с нижней частью 10B, как лучше показано на фиг.21С.
На фиг.22А-22D и 23А-23Е показан еще один вариант выполнения изобретения, используемый в возвращаемых на землю пусковых аппаратах 220 для летательных аппаратов, летающих на околоземных орбитах. Этот вариант выполнения имеет конфигурацию с вложенными друг в друга крыльями 14А, 14B, как в предыдущих вариантах выполнения.
В этом варианте выполнения верхняя часть 10А предыдущих вариантов выполнения выполнена в виде транспортной секции 220А, связанной с автономной ракетой (ARAVS), а нижняя часть 10B выполнена в виде многоразового пускового транспортного аппарата 220B для полета на больших высотах. ARAVS 220A является автономным космическим летательным аппаратом, предназначенным для доставки полезных грузов 221 в космос, которые могут включать космическое оборудование и/или пассажиров.
Две секции 220А, 220B запускаются в виде одного летательного аппарата и на первом этапе запуска поднимаются до заданной высоты пуска с помощью жидкого (или твердого) топлива 222. В этой точке вызывается отделение многоразового пускового аппарата 220B от ARAVS 220А, и он возвращается в место первоначального назначения. Аппарат 220B содержит раскладываемые подфюзеляжные рули 204. После отделения ARAVS 220А продолжает свой полет на околоземную орбиту примерно на высоте 100 км с использованием источника твердого или жидкого ракетного топлива 224. ARAVS 220А предназначен для возвращения на землю с максимальной безопасностью для возможных пассажиров и использует управление вектором тяги для управления направлением полета.
Еще один вариант выполнения изобретения показан на фиг.24А-24D и 25A-25D. Этот вариант представляет собой сверхзвуковой самолет с треугольным крылом, предназначенный для полетов на скоростях с числом Маха более единицы. В этом варианте выполнения хвостовые неподвижные стабилизаторы 226 выполнены в виде двойных вертикальных стабилизаторов. Стабилизаторы 226 выполнены за одно целое с крыльями 14B нижней части 10B самолета 10. Верхняя часть 10А имеет рули 204, которые до разделения расположены в крыльях 14B нижней части 14B. Пилотируемая часть 10А имеет необходимые элементы для автономного полета после отделения, как описано применительно к предыдущим вариантам выполнения, и может дополнительно содержать двигатель (не показан) для активного планирования.
На фиг.26А-26С и 27А-27С показан еще один вариант выполнения изобретения. Этот вариант в целом аналогичен варианту, описанному применительно к фиг.24А-24D и 25A-25D, за исключением того, что самолет является околозвуковым самолетом с треугольным крылом. Крылья 14 оптимизированы для полетов на околозвуковых скоростях с числом Маха от 0,8 до 1,2. И в этом варианте пилотируемая часть 10А может дополнительно содержать двигатель (не показан) для активного планирования, и в противном случае имеет необходимые элементы для автономного полета после отделения, как описано применительно к предыдущим вариантам выполнения.
Еще один вариант выполнения изобретения показан на фиг.28А-28С и 29A1-29G. Этот вариант представляет собой дополнительное усовершенствование описанного выше варианта выполнения и имеет третий раскладываемый летательный модуль. Как, в частности, показано на фиг.28С, 29С и 29Е, самолет 10 этого варианта выполнения содержит три модуля, а именно верхнюю пилотируемую часть 10А и нижнюю отделяемую часть 10B, как описано выше, и дополнительный складной кормовой двигательный модуль 10С, в котором находится хвостовой двигатель 21. Двигатель 21 выполняет две функции, первая из которых состоит в создании тяги во время нормального полета, а вторая - для использования в аварийной ситуации для активного полета к месту назначения и безопасной посадки. В случае повреждения хвостового двигателя или руля модуль 10С может быть отделен от пилотируемой части 10А. В этом случае верхняя часть 10А будет служить в качестве летательного планирующего крылатого аппарата для полета на больших высотах, как описано выше.
Верхняя часть 10А имеет геометрию фюзеляжа гидросамолета, как описано применительно к фиг.12D, которая делает его пригодным для успешной посадки и удержании на воде с хвостовым двигателем или без него. Кроме того, верхняя пилотируемая часть включает пару крыльев 14А, которые не расположены в крыльях 14B нижней части 10B. Наличие высоких крыльев 14А на верхней части 10А способствует безопасной посадке верхней части 10А на воду.
На фиг.30А-30С и 31А-31С показан еще один вариант выполнения изобретения, а именно биплана, предназначенного для разделения на малых высотах без поддержания давления. Биплан 10 содержит верхнюю пилотируемую часть 10А и нижнюю отделяемую часть 10B. Верхняя часть 10А имеет пару невложенных крыльев 14А. Высокие крылья 14А способствуют безопасной посадке верхней части на воду, сводя к минимуму риск катастрофы. Верхняя часть 10А имеет все необходимые элементы, описанные выше, для безопасной транспортировки пассажиров во время нормального и аварийного полетов, а также имеет геометрию фюзеляжа гидросамолета.
Еще один вариант выполнения изобретения приведен на фиг.32А1-32D и 33А2-33Е. На этих чертежах показан пусковой аппарат 220 для полета на околоземную орбиту, аналогичный аппарату, описанному применительно к фиг.22А-22D и 23А-23Е. Этот вариант выполнения отличается тем, что крылья 14А и 14B не расположены друг в друге, а вместо этого имеет место двукрылая конфигурация. Такое расположение крыльев 14А, 14B позволяет усовершенствовать конструктивную эффективность аппарата 220.
На фиг.34А-34С и 35А-35С в качестве еще одного варианта выполнения изобретения показан самолет 10 с изогнутым V-образным крылом. Этот самолет 10 содержит верхнюю пилотируемую часть 10А и нижнюю отделяемую часть 10B. Верхняя часть 10А имеет пару крыльев 14А, прикрепленных посередине вдоль крыльев 14B нижней части 10B. Крылья 14А с возможностью отделения прикреплены к нижним крыльям 14B с помощью устройств 228 блокировки крыльев, как лучше показано на фиг.35А-35С. Устройства 228 синхронизированы с устройствами 50 для максимальной безопасности при разделении самолета. Конфигурация с изогнутым V-образным крылом улучшает характеристики самолета, поскольку все поверхности используются для создания подъемной силы, и улучшена конструктивная эффективность. Такой самолет также содержит два эллиптических цилиндра под давлением и свойства снижения вибрации, как показано на фиг.14D, для полетов на больших высотах.
На фиг.36А1-36С и 37А-37С показан еще один вариант выполнения изобретения, а именно самолет с кессонным крылом, предназначенный для разделения на малых высотах без поддержания давления. Этот самолет аналогичен биплану, показанному на фиг.30А-30С и 31А-31С, за исключением того, что добавлены левая и правая распорки 230, расположенные между крыльями 14А верхней части 10А и крыльями 14B нижней части 10B. При такой конструкции самолет конструктивно и аэродинамически усовершенствован. Нагрузки и жесткость передаются между крыльями 14А, 14B с помощью распорок 230, которые также аэродинамически снижают создаваемое лобовое сопротивление путем сведения к минимуму вихревых явлений на концах крыльев.
Этот вариант выполнения изобретения дополнительно содержит стабилизаторы 232 для посадки на воду, встроенные в распорки 230 самолета. Стабилизаторы 232 выполнены в виде надувных мешков, расположенных на каждой распорке 230 и надуваемых после процесса разделения непосредственно перед аварийной посадкой. Стабилизаторы 232 вместе с геометрией фюзеляжа гидросамолета верхней части 10А улучшают характеристики этой части во время аварийной посадки на воду. Распорки 230 могут также включать руль (не показан), который может устранить необходимость в вертикальных стабилизаторах и ведущих кромках на хвостовом фюзеляже.
В описанных выше вариантах выполнения взаимодействие верхней части 10А с нижней частью 10B самолета было достигнуто благодаря соединительным устройствам 50 быстрого разъединения и дополнительным вакуумным системам, применяемым в крыльях 14А, 14В в самолете с вложенными друг в друга крыльями.
Еще один вариант выполнения изобретения показан на фиг.38А-38F, фиг.39А-39С, фиг.40А-40Е, фиг.41 и фиг.42А-42В. В этом варианте выполнения вместо соединительных устройств 50 применяется скользящее рельсовое приспособление 250 со связанным с ним тормозным устройством 270. Приспособление 250 содержит передачу с рейкой 252 и зубчатым колесом 254, имеющую привод 256 и пару роликов на одной стороне самолета, включая верхний ролик 258 с канавкой и нижний ролик 260, а на противоположной стороне самолета - верхний ролик 262 и нижний ролик 264. Ролики 258, 260, 262, 264 расположены на стенке 266 нижней части 10B самолета, как лучше показано на фиг.38Е и 38F. Стенка 266 проходит через отверстие 267, выполненное в основании верхней части 10А. Перед разделением верхней 10А и нижней 10B частей соответствующие пары роликов 258, 260 и 262, 264 расположены соответственно над и под нижней горизонтальной стенкой 268 верхней части 10А и смежно с ней. Между верхней частью 10А и нижней частью 10B расположено уплотнение 269.
Привод 256 рейки 252 и колеса 254 не требуется при всех обстоятельствах, так как верхняя 10А и нижняя 10B части в целом могут свободно скользить, как только тормозное устройство 270 отключается, как описано ниже. При некоторых обстоятельствах для активации процесса разделения необходима дополнительная сила. Эта сила может быть создана приводом 256 и может включать механические разделительные устройства и/или пневматику. Разделение может быть также обеспечено путем подачи в вакуумную систему давления выше атмосферного.
Как лучше показано на фиг.42А и 42B, тормозное устройство 270 содержит пару тормозных систем с каждой стороны самолета, каждая из которых содержит тормозную колодку, башмак и материал для снижения вибраций. На чертежах показана верхняя тормозная колодка 272 и нижняя тормозная колодка 274, и на противоположной стороне самолета - верхняя тормозная колодка 276 и нижняя тормозная колодка 278.
Тормозное устройство 270 дополнительно содержит тормозной привод 280, крепежные элементы 282 и пружины 284 сжатия. При приведении в действие устройства 270 пружины 284 служат для удержания элементов 282, так что нижние тормозные колодки 274, 278 прижимаются к стенке 268 верхней части 10А и соединяются с ней. Когда действие тормозов прекращается приводами 280, пружины 282 освобождаются с обеспечением освобождения элементов 282 и тормозных колодок.
Во время нормального полета самолета устройство 270 приведено в действие все время для поддержания прочного соединения между верхней 10А и нижней 10B частями. При необходимости, например в аварийных условиях, тормозное устройство прекращает свое действие с обеспечением скольжения верхней 10А и нижней 10B частей относительно друг друга и их разделения. В самолете с вложенными друг в друга крыльями вакуумная система, применяемая в крыльях 14А, 14B, освобождается одновременно с тормозной системой.
На чертежах отделяемая часть 10B показана скользящей вперед относительно верхней части 10А, но следует понимать, что нижняя отделяемая часть может также скользить назад относительно верхней части 10А.
На фиг.43 показано гидравлическое разъединительное устройство 520, которое может использоваться для осуществления изначального разделения между верхней частью фюзеляжа и его нижней частью. Гидравлический привод 500 и поворотный рычаг 506 могут быть установлены на верхней части 10А фюзеляжа, в то время как кронштейн 508 расположен на нижней части 10B. Когда две части 10А, 10B соединены, крюкообразный конец 510 поворотного рычага 506 зацеплен за кронштейн 508. При начале разделения привод 500 тянет рычаг 506 в направлении 502. Рычаг 506 поворачивается вокруг точки 504 на верхней части фюзеляжа, перемещаясь по дуге 512. Конец 510 затем освобождает кронштейн 508 в направлении 514, толкая при этом верхнюю и нижнюю части фюзеляжа друг от друга. Как только между верхней и нижней частями возникнет поток воздуха, эти части отталкиваются друг от друга еще дальше с большей силой. Альтернативный способ разделения частей заключается в подведении к вакуумной системе давления воздуха выше атмосферного.
Понятно, что описанное выше изобретение относится ко всем альтернативным комбинациям двух и более отдельных признаков, описанных в тексте, или показных на чертежах, или очевидных из них. Все эти различные комбинации образуют разные альтернативные аспекты изобретения.