УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОГРАНИЧЕНИЯ ДЕЙСТВИЯ ВЗРЫВА ВЗРЫВООПАСНЫХ ПРЕДМЕТОВ НА БОРТУ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
DEVICE TO RESTRICT EFFECTS OF EXPLOSIVE OBJECT BLASTING ABOARD AIRCRAFT

Изобретение относится к области обеспечения безопасности воздушных транспортных средств и людей при обнаружении на борту воздушных транспортных средств взрывоопасных предметов (ВОП).
Известно устройство для ограничения действия взрыва взрывоопасных предметов на борту транспортных средств (пат. RU 2238518 С1) с приоритетом от 24.06.2003 г., опубл. 20.10.2004 г, F42D 5/04, которое содержит жидкость и резервуар, выполненный из нескольких модулей в виде параллелограмма из эластичных резиноподобных материалов с заливочной горловиной и пробкой в каждом модуле. Модули снабжены устройствами сочленения между собой в виде застежки типа «репей» и проушинами со шнурами. В качестве жидкости используют напитки из состава продуктов питания типа соков и минеральной воды, техническую и питьевую воду из имеющихся на борту транспортного средства водосодержащих систем, не влияющих на безопасность движения. Модули могут быть снабжены клапаном обратного давления и в их комплект введен газонасыщающий жидкость химический реагент типа сухого льда.
Недостатком данного устройства является необходимость обеспечения поглощения конструкцией устройства всей энергии взрыва взрывоопасного предмета (ВОП), что требует значительных весовых затрат. Кроме того, для помещения ВОП в устройство и последующее приведение последнего в рабочее состояние требуется проведение большого числа технологических операций, что предопределяет нахождение оператора вблизи ВОП в течение достаточно длительного промежутка времени и повышает вероятную опасность поражения его, транспортного средства и пассажиров в случае аварийного срабатывания ВОП при неполностью собранном устройстве.
Известен также контейнер для локализации взрыва (пат. RU 2257537 с приоритетом от 21.06.2004 г., опубл. 27.07.2005 г.), принятый за прототип, содержащий корпус из соосных внутренней и внешних камер, разделенных зазором, причем внутренняя камера выполнена не менее чем двухслойной, а внешняя камера выполнена разъемной и состоит из соединенных между собой фланцами центрального отсека и крышек, каждая из которых выполнена в виде цилиндрической оболочки, подкрепленной радиальными ребрами жесткости, и пластины, параллельной днищу, выполненной с центральным отверстием, закрытым со стороны центральной зоны съемной деформируемой мембраной. Внутренняя камера выполнена съемной и установлена в полости внешней камеры на фиксаторы положения с опиранием ее торцов на пластины крешера. На ее внутренней поверхности размещен сменный противоосколочный экран, выполненный из набора плоских или криволинейных пластин, а на поверхности мембран установлен противоосколочный экран в виде пластины.
Недостатком данного контейнера является необходимость обеспечения прочности всей конструкции внутренней и внешней камеры на воздействия ударных волн взрыва, включая пиковое начальное давление и остаточное давление продуктов взрыва, что при применении такого контейнера на работу авиалайнера значительно увеличивает вес и приводит к уменьшению числа пассажиров на борту.
Решаемая техническая задача состоит в разработке устройства, позволяющего размещать его на борту самолета и применять для изоляции ВОН при нахождении самолета в полете, причем в случае случайного подрыва ВОН устройство позволяет исключить поражение экипажа, пассажиров и конструкции летательного аппарата продуктами взрыва ВОП, а также исключить отрицательные воздействия на конструкцию и летные качества летательного аппарата и при этом уменьшить вес устройства.
Ожидаемым результатом от реализации технического решения является повышенная удельная несущая способность взрывозащитного устройства, надежная и безопасная для экипажа, пассажиров и конструкции летательного аппарата изоляция поражающих воздействий от возможного подрыва внутри него ВОП любого вида, в том числе ВОП, содержащих внутри своего корпуса взрывчатые вещества в сочетании с вредными материалами, обеспечение транспортабельности и расширение области применения таких устройств.
Технический результат достигается тем, что, в устройстве для ограничения действия взрыва взрывоопасных предметов на борту летательного аппарата, содержащем корпус из соосных внутренней и внешней силовых камер, причем внутренняя силовая камера выполнена не менее чем двухслойной, обе камеры выполнены цилиндрической формы, а торцевые стенки внутренней силовой камеры имеют толщину, существенно меньшую, чем толщина стенки внешней силовой камеры, на внешней силовой камере выполнено окно для помещения взрывоопасного предмета во внутреннюю силовую камеру как можно ближе к ее оси, внутренняя силовая камера выполнена разъемной с возможностью перемещения по отношению к окну ее верхней части и одной из торцевых стенок по оси камеры для соединения окна с полостью внутренней силовой камеры, при этом внешняя силовая камера выполнена протяженной таким образом, что ее торцевыми стенками являются съемные части нижней герметизированной части фюзеляжа летательного аппарата, а в герметизированной части фюзеляжа для доступа во внутреннюю силовую камеру выполнен технологический люк.
Обшивка фюзеляжа, примыкающая к торцам протяженной внешней силовой камеры, снабжена отверстиями, закрытыми крышками, толщина которых соответствует толщине обшивки фюзеляжа летательного аппарата.
Выполнение верхней части внутренней силовой камеры многослойной, а торцевых стенок тонкостенным, с выполнением внешней силовой камеры протяженной до поверхности фюзеляжа, выполненной в этом месте в виде съемных частей, позволяет осуществить стравливание продуктов взрыва (ПВ) вдоль оси устройства в двух противоположных направлениях, что позволяет избежать появления дополнительных сил, действующих вдоль оси устройства, и позволяет закрепить корпус устройства в фюзеляже летательного аппарата при помощи элементов конструкции минимального веса, минимизировать механическое воздействие на фюзеляж, а размещение устройства в герметизированном объеме фюзеляжа не приводит к разгерметизации других объемов летательного аппарата в случае подрыва ВОП, и уменьшить нагрузку от продуктов взрыва на цилиндрическую поверхность внутренней камеры путем разрушения тонкостенных торцевых стенок, а истечение продуктов взрыва направить к поверхности фюзеляжа с последующим выходом их во внешнее пространство и тем самым сохранить герметичность части фюзеляжа, куда был помещен с ВОП. Вся совокупность заявляемых признаков обеспечивает повышенную удельную несущую способность устройства, повышенную безопасность и защиту от продуктов взрыва экипажа, пассажиров и конструкции летательного аппарата.
На фигурах 1-6 показан пример конкретного выполнения устройства, где:
- на фиг.1 показано устройство в закрытом положении с размещенным в нем ВОП;
- на фиг.2 показано устройство в открытом положении с размещенным в нем ВОП;
- на фиг.3 показано сечение устройства в закрытом положении с установленным в нем ВОП;
- на фиг.4 показана схема установки устройства в фюзеляж летательного аппарата;
- на фиг.5 показано размещение устройства в герметизированном отсеке фюзеляжа;
- на фиг.6 показан один из двух выходов корпуса устройства к обшивке летательного аппарата.
Устройство состоит из неподвижной внешней силовой камеры (1) с окном (7) для загрузки ВОП (10) и внутренней силовой камеры (14), которая состоит из неподвижной цилиндрической оболочки (6) с неподвижным демпфирующем слоем (4) и подвижной части, содержащей  оболочки (5), (2) с расположенным между ними демпфирующим слоем (3) совместно с тонкостенной торцевой стенкой (8) вдоль оси устройства. Во внутренней силовой камере (14) на ложементе (9) через окно, закрытое крышкой (17), установлен ВОП (10) в положении, близком к оси камеры. Во внутренней силовой камере (14) имеется тонкостенная торцевая стенка (12). Неподвижная внешняя силовая камера (1) выходит своими открытыми торцами к обшивке фюзеляжа (15) летательного аппарата, ее торцевыми стенками являются крышки (17) фюзеляжа. Камеры помещены в герметичном отсеке фюзеляжа, ограниченном верхней панелью (16), обшивкой фюзеляжа (15) и боковыми панелями (18). Для доступа в камеру напротив окна (7) располагается технологический люк (11), снабженный замками (13).
Приведение устройства в рабочее состояние производится следующим образом.
Перед установкой ВОП (10) подвижная часть внутренней силовой камеры с входящими в нее элементами (2), (3), (5) и (8) смещается вдоль оси неподвижной части камеры (1) в положение, открывающее загрузочное отверстие (7). При этом, открыв замки (13), снимается технологический люк (11) герметизированного отсека фюзеляжа, открывающий доступ к ложементу (9), предназначенному для размещения ВОП (10). После установки ВОП (10) подвижная часть внутренней камеры с входящими в нее элементами (2), (3), (5) и (8) переводится в исходное положение и окно (7) перекрывают, после чего устанавливается технологический люк (11), который закрывается замками (13), обеспечивая тем самым герметизацию внутреннего объема отсека фюзеляжа.
При случайном несанкционированном подрыве ВОП предлагаемое устройство позволяет обеспечить распространение продуктов взрыва ВОП (10) вдоль оси камер, в противоположных направлениях разрушив тонкостенные торцевые стенки (8) и (12). Двигаясь вдоль оси камер, ПВ достигают тонкостенных съемных элементов фюзеляжа в виде крышек (17), разрушают их и обеспечивают выход ПВ в свободное пространство. Поскольку предлагаемое устройство размещено в отсеке фюзеляжа, герметизированном до разрушения крышек (17) и герметично изолированном от внутреннего объема летательного аппарата элементами конструкции последнего (16) и (18), при загрузке ВОП во внутреннюю камеру изменения давления в ней и во внутреннем объеме летательного аппарата не происходит, а в случае несанкционированного подрыва ВОП не происходит разгерметизации внутреннего объема летательного аппарата.
Предлагаемое устройство позволяет осуществлять изоляцию ВОП в полете, транспортировку его до посадки летательного аппарата и эвакуации пассажиров и экипажа, а также исключить аварию летательного аппарата при несанкционированном подрыве ВОП.