专利名称：飞行器坠落衰减系统的制作方法
技术领域：
本发明一般涉及坠落衰减系统，特别涉及用在飞行器中的坠落衰减系统。
背景技术：
目前，内部气囊在汽车工业中用于乘坐空间内部，以缓解乘客受伤。同样，外部气 囊已经用来衰减航空和航天工具诸如逃生模块与地面或水面撞击时的减速载荷。例子包括 NASA Mars Rovers 以及 General Dynamics/GrummanF-111 的机组模块。在撞击过程中，气囊中的气体必须排出，以房子防止加压以及随后的二次膨胀，二 次膨胀可能导致乘客向后加速。这种效果一般称为反弹。此外，必须将气体排出，以防止过 度加压，过度加压可能导致气囊失效。排气例如可以通过离散排气口或者通过形成气囊表 皮一部分的带孔膜来实现。现有外部气囊系统的一个缺点是它们不能阻止与硬质表面撞击时具有前向和侧 向速度的飞行器在撞击后发生前后滚动，或者说“翻滚”。例如，参照图1A-1E，示出了装备了 现有外部气囊系统12的飞行器10处于从(A)到(E)的撞击序列过程中的不同点。撞击序 列涉及在(A)和(B)处具有向前和向下速度的飞行器10。气囊系统12在(B)点正确地展 开其气囊14，但是仍然因飞行器10前后滚动而遭受严重损坏，如(D)和(E)点所示。因此， 仍然需要对外部气囊系统进行改进，特别是改进装备有外部气囊系统的飞行器的前后滚动 稳定性。
为了更为完整地理解本发明，包括其特征和优势，现在结合附图参照本发明的详 细说明，在附图中图1A-1E示出了装备现有外部气囊系统的直升机的撞击序列；图2是装备外部气囊系统的直升机的透视图；图3是用于如图2所示外部气囊系统的气囊的透视图；图4A-4C是排气阀处于全开、局部打开和闭合状态的截面图；图5是图4A-4C所示排气板的示意图；图6是图2所示直升机的方块图；图7是图2所示直升机的坠落衰减系统的操作方块图；图8示出了表示直升机空速与开放排气面积之间关系的示例数据的图表；图9A-9D示出了装备本发明外部气囊系统的直升机的坠落序列；图10示出了本发明的外部气囊系统的气囊的截面图；和图11是装备替代外部气囊系统的直升机的透视图。
具体实施例方式本发明提供一种用于飞行器的可充气坠落衰减系统。 该系统包括坠落前充气并且在撞击过程中受控排气的气囊，从而防止飞行器前后滚动(pitch-over)本发明可以用在 所有类型的飞行器上，例如直升机、固定翼飞行器和其他飞行器，特别是那些旋翼飞行器。 根据感知到的坠落条件，通过自动控制排气阀，本发明改进了现有技术，从而有效地偏移坠 落压力中心并防止飞行器前后滚动。图2示出了包含本发明的坠落衰减系统的直升机100。直升机100包括机身102 和尾桁104。旋翼106为直升机100飞行提供提升力和推进力。飞行员坐在位于机身102 前部的驾驶舱108中，而着陆橇110从机身102下部延伸，用来将直升机100支撑在刚性表 面诸如地面上。旋翼106或者旋翼106的驱动系统的问题在于，较之理想情况而言，高度下降的速 度比较快。如果与地面或水面撞击时，速率值过高，则直升机100的乘客可能受伤，而且直 升机100可能因施加在直升机100上的减速力严重损坏。为了减少这种力，在机身102下方 安装了包括可充气的无孔气囊112、114的气囊组件111。虽然图中未示出，但是气囊112、 114以未充气状态存放，并且在坠落衰减控制系统(以下说明)的控制下充气。图3是气囊112的放大视图，该气囊具有无孔球胆116，球胆密封到具有多个离散 排气口 118的壳体117。气囊112在图3中示出，但是应该注意，气囊112和114可以具有 基本上相同的配置。在优选实施方式中，球胆116以包括Kevlar和/或Vectran的织物形 成。排气口 118与球胆116内部连通，允许气体从气囊112内排出。在图中所示实施方式 中，排气口 118向环境空气开放，通过排气口 118可以连接到闭合体积，诸如另一个气囊或 者储气室(未示出)。同样，虽然在图3所示实施方式中示出了多个排气口，但是替代实施 方式可以只包括一个排气口 118。参照图4A-4C，每个排气口 118具有排气阀120，用来控制经过排气口 118的气流。 排气口 118和排气阀120—起形成排气通道122，用来管送流出气囊112的气体。每个排气 阀120密封安装在壳体117中(或者在一些实施方式中，安装在球胆116中)，以防止排气 口 118周围发生气体泄漏，所述阀迫使排出气体流经通道122。排气板124配置成在例如在 图4A所示的打开位置、例如图4B所示的至少一个中间位置和例如图4C所示的闭合位置之 间移动。图4A示出了排气板124处于打开位置，或者开放状态，此时允许最大量的气体从 气囊112流经通道122。图4B示出了排气板124处于中间位置，或者中间状态，此时允许少 于最大量的选定量气体从气囊112流经通道122。图4C示出了排气板123处于闭合位置， 或者闭合状态，此时阻止气体从气囊112经过通道122流出。虽然仅示出了单一中间位置， 但是应该理解可以选择多个额外的中间位置，以控制允许通过排气口 118从气囊112排出 的气体量。而且，虽然排气阀120示出为滑阀，但是本领域技术人员应该理解排气阀120可 以替代地采用其他适当类型的阀。可以通过任意数量的装置包括例如电流制冰装置来实现 对排气阀120的控制。在一些实施方式中，排气口 118可以利用任选的溢流(POP-OFF)压 力释放机构来密封，优选以压力敏感织物125来密封。在这种实施方式中，一旦织物125溢 流，则排气阀120控制释放气囊112、114内的加压空气。接下来参照图5，正如以下将要更为详细地解释，每个排气板124可以有选择地定 位在全开位置和全闭位置之间的任何位置。在图5所示内容中，剖面线区域127表示开放 排气面积，气体可以通过该开放排气面积从气囊11 2或114经过通道122排出。排气板可以 根据开放排气面积127的期望量而移动距离A。开放排气面积127为总开放排气面积“S”，如果只有一个排气口 118的话，否则，每个排气口 118的开放排气面积127加和，以获得总 排气面积“S”。总排气面积S是坠落条件的函数
<formula>formula see original document page 6</formula>其中χ表示前飞速度，ζ表示下降或坠落速度，θ表示俯仰角、φ表示滚转角J表 示俯仰速率，而6表示滚转速率。图6示出了安装在机身102下部的气囊112和114，并且示出了符合本发明的坠落 衰减系统其他部件。基于计算机的控制系统126示出安装在机身102内，该控制系统用于控 制与气囊112、114相关的部件的操作。每个气囊112、114具有气源128，诸如气体发生器， 用来使气囊112、114充气。在一些实施方式中，辅助气源，诸如压缩气罐(未示出)，可以用 于在坠落后再次为气囊112、114充气，以便气囊112、114可以用作水上着陆情形下的漂浮 设备。气源128可以具备各种形式，诸如产生气体的化学设备或者压缩空气，用来提供气体 以使气囊112、114充气。此外，每个坠落衰减系统具有传感器系统130，用来检测确定总排 气面积S所需的坠落条件，诸如下降速率和/或近地程度。气囊112、114还可以具有水检 测系统(未示出)，该系统可以具有安装在机身102上的传感器，用来检测水上坠落。气源 128、排气阀120和传感器系统130与控制系统126连通，允许控制系统126与监视器通信， 并控制这些相连部件的操作。此外，控制系统126可以与飞行计算机或其他系统通信，以允 许飞行员控制坠落衰减系统的操作。例如，可以为飞行员提供超控、解除或启动坠落衰减系 统的装置。传感器系统130在图6中示出，为了方便，作为分立部件示出。但是，应该注意，传 感器系统130的实际实施方式可以包括位于直升机100上各个位置的大量部件。例如，传 感器系统130可以包括例如用来检测俯仰和滚转姿态、俯仰和滚转速率、空速、高度和下降 速率的传感器。接下来参照图7，传感器系统130的一种示例实施方式配置成检测各种坠落条件， 这些条件可以包括例如直升机100下坠速度、前飞速度、俯仰和滚转姿态、俯仰和滚转速 率、近地程度其中一项或多项。控制系统126从传感器系统130接收表示检测坠落条件的 数据。在优选实施方式中，控制系统126是基于微处理器的系统，配置成作为坠落预测器来 操作。在特定高度范围内，如果控制系统126检测到过大的地面接近速度，则触发气源128， 在直升机100与地面撞击之前，让气囊112、114充气(在方块126A处表示)。与此同时，控 制系统126激活排气阀120，根据活动排气阀算法来调节开放排气面积，如方块126B所示。图8在126B处示出了可以让控制系统126用来调节开放排气面积的关系示例。在 图8中，示出了一张图表，该图表示出了对于36英尺每秒的给定下坠速度而言，开放排气面 积与直升机前飞速度之间的关系。曲线134描绘前部气囊112的开放排气面积与前飞速度 的关系，而曲线136描绘尾部气囊114开放排气面积与前飞速度的关系。应该理解，所述关 系对于不同的下坠速度会发生改变。所述关系还会根据众多的其他因素发生改变，例如飞 行器特性，诸如飞行器重量和配重以及气囊数量和特性。可以利用已知的用于模拟坠落结 果的飞行模拟技术例如模拟软件来确定数据。利用这种技术，可以根据各种坠落条件和开 放排气面积的模拟坠落结果收集数据。图9A至9D示出了坠落衰减系统的操作。在操作中，如果传感器系统130根据特定高度范围内过大的地面接近速度而感知到即将发生坠落，则控制系统126触发气源128， 在适当的时间使得气囊112、114充气，以允许气囊112、114在接触坠落表面(地面或水面) 时充气。图9A示出了即将与地面132发生碰撞，这种情形由控制系统126根据从传感器系 统130接收到数据来感知。在图9B中，触发气源128，导致气囊112和114刚好在与地面 132接触之前充气。控制系统126还计算每个气囊112和114的开放排气面积。在这种情 况下，控制系统126判断坠落条件与图8中的曲线138对应，这要求尾部气囊114的开放排 气面积大于前部气囊112的开放排气面积。因此，在图9C中，尾部气囊114的开放排气面 积设定为大约0. 0205平方米的面积，而前部气囊112的开放排气面积设定为大约0.0145 平方米的面积。因此，如图9C所示，尾部气囊114排气速度快于前部气囊112。因此，如图 9D所示，直升机100在不经历前后翻滚的情况下停止。接下来参照图10，示出了气囊112、114优选实施方式的截面图。剖面线区域140 表示气囊112、114靠近机身102下侧的部分。箭头142指向直升机100的前端。虚线114 是气囊112、114的顶部(剖面线区域140)和底部146之间的最宽部分。如图10所示，对 于曲线144上的气囊宽度W来说，顶部140和曲线144之间的距离Dl，底部146和曲线144 之间的距离D2相等，并且根据以下关系式确定
Wm,D2=^j^。这种几何结构使得用于优化能量吸收管理的坠落距离最大。而且，弯曲区域148 提供抗刨切、抗掠地几何结构，以协助防止直升机100前后翻滚。接下来参照图11，示出了直升机100的替代实施方式。如上所述，虽然已经针对 两个气囊112、114主要讨论了目前的坠落衰减系统，但是替代实施方式可以具有额外的气 囊。例如，图11所示的直升机200具有包括4个气囊212、213、214和215的气囊组件211。 类似直升机100，直升机200包括机身202和尾桁204。旋翼206为直升机200飞行提供提 升力和推进力。飞行员坐在机身202前部的驾驶舱208内，而着陆橇210从机身202下部 延伸，用来将直升机200支撑在刚性表面诸如地面上。旋翼206或这旋翼206驱动系统的问题在于较之期望情形而言，高度下降速度较 快。如果在与地面或水面撞击时，所述速率值过大，则直升机200的乘客可能受伤而且直升 机200可能因施加在直升机200上的减速力而严重损坏。为了减少这种力，在机身202下 方安装了可充气的无孔气囊212、213、214和215。虽然图中未示出，但是气囊212、213、214 和215以未充气状态存放，并且在坠落衰减控制系统的控制下充气。直升机200的坠落衰减系统可以根据以上针对直升机100所述的方式操作。此 夕卜，较之直升机100，直升机200提供额外的横向滚转预防功能。每个气囊212、213、214和 215在坠落过程中独立地主动排气。因此，如果直升机200以横向速度接近地面，则根据检 测到的坠落条件的需要，沿着直升机200 —侧定位的气囊212和214可以较之沿着直升机 200另一侧定位的气囊213和215排气更多或更少，从而防止直升机200与地面撞击之后横 向滚转。以上公开内容说明了一种根据感知到的坠落条件，诸如 空速、下坠速度、俯仰姿 态、滚转姿态、俯仰速率和滚转速率来主动控制外部气囊排气的系统和方法。这种让外部气囊主动排气使得位于飞行器外部不同位置的气囊在撞击时以不同的
虽然参照至少一个例述性实施方式说明了本发明，但是这种说明的目的并不应该 理解为限制的意思。在参照说明书后，本领域技术人员可以理解本发明例述性实施方式的 各种改动和组合以及本发明的其他实施方式。
权利要求
一种飞行器坠落衰减系统，所述系统包括由飞行器承载并且基本上能在飞行器外部附近充气的气囊组件，所述气囊组件包括第一气囊；第二气囊；包括可调节的第一排气面积的第一排气系统，气体经过所述可调节的第一排气面积从第一气囊排出；和包括可调节的第二排气面积的第二排气系统，气体可以经过所述可调节的第二排气面积从第二气囊排出，与第一气囊内部和第二气囊内部流体连通的气源系统，利用至少一个气源提供的气体使得第一和第二气囊充气；用于检测选定坠落条件的传感器系统；用来根据检测到的坠落条件彼此独立地控制第一排气系统和第二排气系统的控制系统。
2.如权利要求1所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述坠落条件包括前飞速度、垂直 速度、俯仰速率、滚转速率、俯仰姿态和滚转姿态至少其中一项。
3.如权利要求1所述的坠落衰减系统，其特征在于，第一和第二排气系统至少其中之 一包括溢流压力释放机构。
4.如权利要求1所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述第一气囊设置地较之所述第 二气囊更靠近飞行器前部。
5.如权利要求1所述的坠落衰减系统，进一步包括第三气囊和第四气囊。
6.如权利要求1所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述第一排气系统包括可调节的 第一排气阀，用来控制所述可调节的第一排气面积至少一部分；并且所述第二排气系统包 括可调节的第二排气阀，用来控制所述可调节的第二排气面积的至少一部分。
7.如权利要求1所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述控制系统根据一项或多项检 测到的坠落条件为所述可调节的第一排气面积确定第一开放排气面积。
8.如权利要求7所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述控制系统根据一项或多项检 测到的坠落条件为所述可调节的第二排气面积确定第二开放排气面积。
9.如权利要求1所述的坠落衰减系统，其特征在于，第一和第二气囊至少其中之一，在充气时，具有满足以下关系式的几何结构 <formula>formula see original document page 2</formula> 其中W是气囊最宽部分的宽度，D1是气囊顶部与气囊最宽部分之间的距离。
10.如权利要求9所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述第一和第二气囊至少其中之 一，在充气时，具有满足以下关系式的几何结构<formula>formula see original document page 2</formula>其中W是气囊最宽部分的宽度，D2是气囊底部与气囊最宽部分之间的距离。
11.一种用于飞行器的坠落衰减系统，所述系统包括由飞行器承载并且基本上能在 飞行器外部附近充气的气囊组件，所述气囊组件包括多个气囊；与一个或多个气囊内部流 体连通的气源系统；用于检测选定坠落条件的传感器系统；和根据检测到的坠落条件控制 气体从一个或多个气囊中排出速率的控制系统。
12.如权利要求11所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述坠落条件包括前飞速度、垂 直速度、俯仰速率、滚转速率、俯仰姿态和滚转姿态至少其中一项。
13.如权利要求11所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述多个气囊至少其中之一包 括溢流压力释放机构。
14.如权利要求11所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述多个气囊包括第一气囊和 第二气囊，其中所述第一气囊设置在飞行器下方，较之第二气囊更靠近飞行器前端。
15.如权利要求14所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述多个气囊进一步包括第三 气囊和第四气囊。
16.如权利要求14所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述第一气囊包括第一排气系 统，所述第一排气系统包括可调节的第一排气阀，用来控制气体从所述第一气囊内部排出 的速率；和第二气囊包括第二排气系统，所述第二排气系统包括可调节的第二排气阀，用于 控制气体从所述第二气囊内部排出的速率。
17.如权利要求16所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述控制系统根据一项或多项 检测到的坠落条件为所述第一排气系统确定第一开放排气面积。
18.如权利要求17所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述控制系统根据一项或多项 检测到的坠落条件为所述第二排气系统确定第二开放排气面积。
19.如权利要求11所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述多个气囊至少其中之一，在充气时，具有满足以下关系式的几何结构 WD1=W/2其中W是气囊最宽部分的宽度，D1是气囊顶部与气囊最宽部分之间的距离。
20.如权利要求19所述的坠落衰减系统，其特征在于，所述多个气囊至少其中之一，在充气时，具有满足以下关系式的几何结构 WD2=W/2其中W是气囊最宽部分的宽度，D2是气囊底部与气囊最宽部分之间的距离。
全文摘要
一种飞行器坠落衰减系统，所述系统具有由飞行器承载并且基本上能在飞行器外部附近充气的气囊。所述气囊具有至少一个从所述气囊内部释放气体的排气口。气源与所述气囊内部流体连通，利用第一气源提供的产生气体使得气囊充气。排气阀用于控制通过每个排气口的气流，每个排气阀有选择地配置在开放状态、任意数目的中间状态和闭合状态之间，其中在所述开放状态，气体可以从所述气囊内部通过相关排气口，在所述中间状态，所述排气口部分打开，而在所述闭合状态，气体保持在所述气囊内部。
文档编号B60K28/12GK101835651SQ200780101221
公开日2010年9月15日 申请日期2007年10月22日 优先权日2007年10月22日
发明者涂清河, 迈克尔·R·史密斯 申请人:贝尔直升机泰克斯特龙公司