一种用于火箭弹射座椅的空速管展开系统
阅读说明：本技术 一种用于火箭弹射座椅的空速管展开系统 (Airspeed head deployment system for rocket ejection seat ) 是由 李俊 聂洋洋 冯光辉 骆志杰 冯星 于 2020-12-30 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种用于火箭弹射座椅的空速管展开系统,包括安装面板、空速管组件、支座、连杆、卡箍、止动块、活塞和扭簧,初始时空速管组件处于折叠被止动块锁定的状态,工作时燃气推动活塞运动解锁止动块,空速管组件被释放,在扭簧的作用下自动展开,止动块两端为圆弧型,能贴紧活塞和空速管组件,将空速管组件限位在折叠状态；活塞上有一个方形缺口,当活塞沿轴向运动处于活塞的缺口处解锁,可绕平头轴转动,释放空速管组件；空速管组件采用四连杆机构,并在转轴上安装扭簧结构,在扭簧的扭力作用下展开。本发明解决了飞机座舱空间狭小无法安装的问题,且采用这种结构形式后空速管的气流入口可避免受到气流的干扰,采集的总压数据更准确。(The invention provides a pitot tube unfolding system for a rocket ejection seat, which comprises an installation panel, a pitot tube assembly, a support, a connecting rod, a hoop, a stop block, a piston and a torsion spring, wherein the initial pitot tube assembly is in a state of being folded and locked by the stop block; the piston is provided with a square notch, and when the piston moves axially and is positioned at the notch of the piston for unlocking, the piston can rotate around a flat head shaft to release the airspeed tube assembly; the airspeed head assembly adopts a four-bar linkage mechanism, and a torsion spring structure is arranged on the rotating shaft and is unfolded under the torsion action of the torsion spring. The invention solves the problem that the aircraft cabin cannot be installed due to narrow space, and the airflow inlet of the rear airspeed tube adopting the structural form can avoid the interference of airflow, so that the collected total pressure data is more accurate.)
技术领域
本发明属于航空救生领域，具体涉及一种用于火箭弹射座椅的空速管展开系统。
背景技术
现有火箭弹射座椅采用的是速度、高度信号双态控制的方法实现救生，其获取速度、高度信号的途径是在火箭弹射座椅上加装空速管和高度传感器，利用空速管获取总压信号、高度传感器获取静压信号，由此计算出座椅弹射离机时的速度和高度，查表获取座椅开伞减速的时间。通常空速管安装在伞箱两侧的固定支座上，由于座舱空间有限，空速管离伞箱比较近，由于飞机、乘员和座椅伞箱的尾流区流场复杂，空速管处在尾流区内采集到的总压数据误差大且数据不稳定，通过仿真算法补偿等手段一直未解决误差的问题，而通过试验获取统计数据样本量太小且经费高；而且需要座椅向上运动一段行程后空速管才接触外部气流，空速管在舱内采集的总压信号不能真实的反映动压，给电子式程序控制器处理数据带来一定困扰。同时，新一代的座椅采用的是倒拉法射伞(即将伞箱整体抛出)的方式，救生伞张满时间更短，而将空速管安装在伞箱上这种固定安装结构也将不再适用。
综上所述，现有技术存在的技术问题是，一是空速管位于尾流区，感受总压数据不准确；二是空速管在舱内采集的总压信号不能真实的反映动压，给电子式程序控制器处理数据增加难度；三是安装位置受限于座舱空间，在狭小空间不能使用；四是射伞时将伞箱抛出的弹射座椅不能使用等。
发明内容
发明目的：本发明的目的是提供一种用于火箭弹射座椅的空速管展开系统，该系统不受安装空间限制，空速管总压入口处于头盔和伞箱的尾流区外，获取准确的总压数据提供给电子式程序控制器，且适应射伞时将伞箱抛出的火箭弹射座椅，原理简单、便于实施。
发明技术方案：一种用于火箭弹射座椅的空速管展开系统，该系统包括安装面板、空速管组件、连杆一、连杆二、支座、止动块、活塞、扭簧、剪切铜丝，平头轴和连杆转轴，所述连杆一、所述连杆二、连杆转轴和所述安装面板组成连杆结构，所述连杆二一端与所述安装面板固定连接，另一端与所述连杆一的一端活动连接，所述连杆一的另一端与所述空速管组件固定连接；所述扭簧套接在所述连杆转轴上，一端与所述连杆转轴一端连接，另一端与所述空速管组件的端部连接，所述扭簧为所述空速管组件提供预紧力，使所述空速管组件在未约束时绕所述连杆转轴转动，其转动后所处位置由所述连杆一和所述连杆二展开后长度确定；所述活塞由所述剪切铜丝固定在所述安装面板上，其上设置有方形口，所述止动块通过平头轴安装在面板上，一端由所述活塞约束，另一端将所述空速管组件约束；当外力推动所述活塞轴向运动至所述方形口时，解除所述活塞对所述止动块一端的约束，所述空速管组件在所述扭簧弹簧力作用下，使所述止动块绕所述平头轴转动，解除所述止动块另一端对所述空速管组件约束，从而实现所述空速管组件展开至预定位置。
上述方案中，该系统推动所述活塞轴向运动的外力由安装在火箭弹射座椅上的弹射筒燃气提供，在距离弹射筒上端面行程处设置引气口，引入弹射筒燃气作动所述空速管展开机构的活塞，切断所述剪切铜丝，使所述活塞在燃气作用下轴向向上运动。
上述方案中，所述引气口的位置依据空速管组件总压采集入口与飞机座舱盖的距离和座椅完全出舱的运动行程确定，距离弹射筒上端面行程为0mm～1000mm之间任意值。
上述方案中，所述弹射筒燃气取值范围为1Mpa～20Mpa之间任意值，使所述弹射筒燃气推动所述活塞在燃气作用下轴向向上运动切断所述剪切铜丝。
上述方案中，所述空速管组件的展开时间△T由所述扭簧扭矩确定；所述空速管组件的展开角度由所述空速管组件的长度确定；
上述方案中，所述空速管组件另一端为总压采集入口，总压采集入口与伞箱侧边纵向平面的距离L3，与伞箱上端水平面的距离L4，取值范围依据不同座椅头部伞箱尾流区大小、座舱空间确定，使所述空速管尽早接触外部气流，L3为10mm～500mm之间任意值，L4为－200mm～400mm之间任意值。
上述方案中，所述空速管组件的展开时间△T依据火箭弹射座椅破舱盖后暴露在气流中所需时间确定，△T取值范围为0.05s～0.2s之间任意值。
上述方案中，所述止动块两端为贴紧所述空速管组件和所述活塞圆弧型，外形与所述活塞和空速管组件外形相适配，将所述空速管组件限位在折叠状态。
上述方案中，空速管组件采用四连杆机构，并在转轴上安装扭簧结构，在扭簧的扭力作用下展开，空速管组件运动到最极限位置时被安装面板限位；扭簧的扭矩取值范围是依据在最大速度弹射时，考虑弹射过载和气动力的共同作用，为1N.m～50N.m。
上述方案中，所述止动块距活塞方形缺口的距离依据活塞缺口、限位块位置及尺寸大小确定，初始可靠锁定以及作动时迅速解锁取值范围为2mm～20mm之间任意值。
积极效果：本发明采用可一种可自动展开的空速管，在弹射座椅弹射启动前折叠收藏，不占用座舱空间，而在弹射启动后，通过引入燃气控制空速管展开时机，确保开始采集时空速管总压入口在外部气流中且外展的更远、处于尾流区外，从而获取更加真实可靠的总压数据。同时，这种可展开的空速管也不再受安装位置的限制，既适用于顺拉法射伞(射救生伞)的方式，又适用于倒拉法射伞(即将伞箱整体抛出)的方式。解决了原有结构形式采集数据误差大、飞机座舱空间狭小无法安装等带来的诸多困扰，可依据不同型号需求选择空速管展开时机，避开了飞机、乘员和座椅等的尾流区域影响，使得采集的总压数据更加真实准确。
附图说明
图1是本发明空速管组件折叠状态正视图。
图2是图1左视图。
图3是本发明空速管组件展开状态正视图。
图4是图3左视图。
图5是本发明止动块的结构示意图。
图6是本发明活塞的结构示意图。
图7是本发明在火箭弹射座椅上的安装结构示意图。
其中，1–安装面板、2–空速管组件、3–卡箍、4–连杆一、5–连杆二、6–支座、7–止动块、8–活塞、8a–方形缺口、8b–剪切销孔、9–扭簧、10–剪切铜丝，11–平头轴，12–连杆转轴。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步详细说明。
参见图1－图7，本发明提供的一种用于火箭弹射座椅的空速管展开系统，该系统包括安装面板1、空速管组件2、连杆一4、连杆二5、支座6、止动块7、活塞8、扭簧9、剪切铜丝10，平头轴11和连杆转轴12，所述连杆一4、所述连杆二5、连杆转轴12和所述安装面板1组成连杆结构，所述连杆二5一端与所述安装面板1固定连接，另一端与所述连杆一4的一端活动连接，所述连杆一4的另一端与所述空速管组件2固定连接，并用卡箍3固定；所述扭簧9套接在所述连杆转轴12上，一端与所述连杆转轴12一端连接，另一端与所述空速管组件2的端部连接，所述扭簧9为所述空速管组件2提供预紧力，使所述空速管组件2在未约束时绕所述连杆转轴12转动，其转动后所处位置由所述连杆一4和所述连杆二5展开后长度确定；所述活塞8由所述剪切铜丝10固定在所述安装面板1上，其上设置有方形缺口8a和用于固定所述活塞8的剪切销孔8b，所述止动块7通过平头轴11安装在面板上，一端由所述活塞8约束，另一端将所述空速管组件2约束；当外力推动所述活塞8轴向运动至所述方形缺口8a时，解除所述活塞8对所述止动块7一端的约束，所述空速管组件2在所述扭簧9弹簧力作用下，使所述止动块7绕所述平头轴11转动，解除所述止动块7另一端对所述空速管组件2约束，从而实现所述空速管组件展开至预定位置。
上述方案中，该系统推动所述活塞8轴向运动的外力由安装在火箭弹射座椅上的弹射筒燃气提供，在距离弹射筒上端面行程处设置引气口，引入弹射筒燃气作动所述空速管展开机构的活塞8，切断所述剪切铜丝10，使所述活塞8在燃气作用下轴向向上运动。
所述引气口的位置依据空速管组件2总压采集入口与飞机座舱盖的距离和座椅完全出舱的运动行程确定，距离弹射筒上端面行程为0mm～1000mm之间任意值。
所述弹射筒燃气取值范围为1Mpa～20Mpa之间任意值，使所述弹射筒燃气推动所述活塞8在燃气作用下轴向向上运动切断所述剪切铜丝10。
所述空速管组件2的展开时间△T由所述扭簧9扭矩确定；所述空速管组件2的展开角度由所述空速管组件2的长度确定；
所述空速管组件2另一端为总压采集入口，总压采集入口与伞箱侧边纵向平面的距离L3，与伞箱上端水平面的距离L4，取值范围依据不同座椅头部伞箱尾流区大小、座舱空间确定，使所述空速管尽早接触外部气流，L3为10mm～500mm之间任意值，L4为－200mm～400mm之间任意值。
所述空速管组件的展开时间△T依据火箭弹射座椅破舱盖后暴露在气流中所需时间确定，△T取值范围为0.05s～0.2s之间任意值。
所述止动块7两端为贴紧所述空速管组件2和所述活塞8圆弧型，外形与所述活塞和空速管组件外形相适配，将所述空速管组件2限位在折叠状态。
空速管组件采用四连杆机构，并在转轴上安装扭簧结构，在扭簧的扭力作用下展开，空速管组件运动到最极限位置时被安装面板限位；扭簧的扭矩取值范围是依据在最大速度弹射时，考虑弹射过载和气动力的共同作用，为1N.m～50N.m。
所述止动块距活塞方形缺口的距离依据活塞缺口、限位块位置及尺寸大小确定，初始可靠锁定以及作动时迅速解锁取值范围为2mm～20mm之间任意值。
工作原理
在弹射座椅骨架的左右两侧安装两个互为对称的可展开式空速管组件2，总压数据采集管路输出口接入电子式程序控制器，结合座椅电子式程序控制器自身采集的静压信号，从而获得火箭弹射座椅的速度和高度信息，用于火箭弹射救生控制程序。初始时空速管组件处于折叠被止动块7锁定的状态，扭簧9处于预紧状态，扭簧9预紧力为3N.m，当火箭弹射座椅启动应急弹射后，从弹射筒引入燃气推动活塞8运动解锁止动块7，空速管组件2被释放，在扭簧9的作用下自动展开，进行总压信号的采集。
步骤一：弹射启动前，空速管组件2被止动块7压住处于折叠状态，活塞8将止动块7限位，剪切铜丝10穿过活塞孔将活塞限位在安装面板上；
步骤二：弹射启动时，座椅在弹射筒燃气压力作用下沿弹射轴线向上运动，当座椅运动290mm行程时，引入弹射筒约4MPa燃气作动可展开式空速管的活塞8，切断活塞8处的剪切铜丝10，活塞8在燃气作用下运动；
步骤三：活塞8上有一个方形缺口8a，当活塞8运动6mm行程后，方形缺口8a运动至止动块7处，止动块7被解锁，止动块7绕平头轴11转动释放空速管组件2，空速管组件2在扭簧9的扭力作用下展开；
步骤四：空速管组件2在0.06s时间内稳定在完全展开位置，完全展开后，空速管组件2总压采集入口与伞箱侧边纵向平面的距离为180mm，空速管组件总压采集入口与伞箱上端水平面的距离为100mm，采集总压信号P0给电子式程序控制器。
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